Сверхзвуковые самолеты

Текст добавлен: 21 сентября 2016, 15:18

Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

Жанры:

Транспорт и авиация

сообщить о нарушении

Текущая страница: 22 (всего у книги 42 страниц)

Назад к карточке книги

«Дельта-Деггер» F-102 фирмы «Конвэр» – одноместный истребитель-перехватчик-США, 1953 г.

Рис. 2.21. Истребитель-перехватчик «Дельта– Деггер» F-102A.

История создания. На основе опыта, приобретенного в период разработки и испытаний экспериментального образца XF-92 (первый облет которого состоялся 18.09.1948 г.), в 1951 г. были начаты работы по созданию боевого самолета. Проектирование и строительство первого экземпляра YF-102 продолжалось полтора года, а его первое летное испытание было проведено 24.10.1953 г. Кроме нетипичной для того времени аэродинамической схемы, самолет выделялся большой взлетной массой (свыше 12000 кг). С YF-102 фирма связывала большие надежды, так как еще на стадии проектирования (1952 г.) ВВС США заключили контракт не только на создание двух опытных образцов, но и на одновременную подготовку серийного производства самолета. Однако в одном из испытательных полетов самолет разбился вследствие отказа двигателя при взлете.

В декабре 1953 г. было завершено строительство второго опытного образца (облет 11.01.1954 г.), который незначительно отличался от первого-на основании результатов предыдущих испытаний были несколько изменены характеристики устойчивости и управляемости. Однако этот самолет не достигал расчетной сверхзвуковой скорости полета, что грозило фирме расторжением контракта со всеми вытекающими из этого финансовыми последствиями. Так как увеличение тяги или замена двигателя были исключены, то единственным средством увеличения максимальной скорости оставалось уменьшение сопротивления самолета. Этот результат был достигнут благодаря изменению конструкции планера в соответствии со сформулированным «правилом площадей». В результате проведенных усовершенствований появился новый самолет, которому было присвоено обозначение YF-102A. Первый полет на нем был совершен 20 декабря 1954 г., и уже на следующий день в горизонтальном полете самолета на высоте 10000 м была превзойдена скорость звука. В середине 1955 г. серийный самолет F-102A стал поступать на вооружение. 8.11.1955 г. были проведены испытания двухместной модификации самолета TF-102A (с креслами экипажа, расположенными рядом, и вооружением, как у F-102A), позволяющего выполнять наряду с тренировочными полетами и боевые задания.

Третьей модификацией F-102A был самолет, первоначально обозначенный как F-102B. Однако в результате изменения конструкции фюзеляжа, уменьшения несущей поверхности, увеличения взлетной массы и замены двигательной установки он получил номер типа и вошел в серийное производство как «Дельта-Дарт» F-106A. В соответствии с тактико-техническими требованиями F-102 проектировался как истребитель– перехватчик, предназначенный для поражения сверхзвуковых стратегических бомбардировщиков и разведывательных самолетов. Во второй половине 50-х годов он был основой системы противовоздушной обороны США. Позже, когда скорость и потолок перехватываемых самолетов значительно возросли, эффективность F-102 стала недостаточной. В 1960 г. его начали передавать службам гражданской авиации США.

В общей сложности было изготовлено 947 самолетов F-102-из них 10 самолетов YF-102, 4 самолета YF-102A, 870 самолетов F-102A и 63 самолета TF-102A. Их производство было свернуто в 1958 г. В 70-х годах 8 самолетов F-102A были переоборудованы в беспилотные (PQM-102A, облет 13.08.1974 г.) и в пилотируемые самолеты-мишени (QE-102A). Описание самолета. «Конвэр» F-102A является среднепланом, выполненным по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом, имеющим угол стреловидности передней кромки 60°6'. В конструкции крыла использованы профили с относительной толщиной 5% в корневом сечении, уменьшающейся до 4% в концевой части. Кроме того, крыло имеет коническую крутку (около 70% размаха) и оборудовано двумя аэродинамическими гребнями. Управление самолетом осуществляется с помощью элевонов, занимающих около 80% длины задней кромки, и обычного вертикального оперения. Передняя кромка киля имеет положительный угол стреловидности 52°, а задняя кромка руля направления-небольшую отрицательную стреловидность. Над рулем направления смонтирован небольшой дефлектор для защиты антенны. В связи с малой строительной высотой крыла и оперения элементы механизмов системы управления элевонами и рулем направления были вынесены за теоретические контуры и размещены во внешних обтекателях. На крыле эти обтекатели были расположены на нижних поверхностях в плоскостях установки гребней. Под килем расположен контейнер для тормозного парашюта и тормозные щитки, разводимые в стороны при помощи пневматических серводвигателей.

Рис. 2.22. Проекции самолета «Дельта-Деггер» F-102 (боевая и учебно-боевая модификации).

Фюзеляж самолета выполнен в соответствии с правилом площадей. Передняя часть фюзеляжа заострена, вытянута и (в целях улучшения видимости из кабины пилота) несколько отклонена вниз. С обеих сторон хвостовой части фюзеляжа установлены большие обтекатели для улучшения аэродинамического сопряжения крыла, фюзеляжа и оперения в соответствии с правилом площадей. Фонарь кабины в поперечном сечении имеет вид треугольника. Каркас отлит из магниевого сплава. Отделяемая часть фонаря во время полета находится под нагрузкой сжатой пружины, и в случае необходимости покинуть самолет освобожденная пружина отбрасывает ее вверх и назад. Остекление передней части фонаря состоит из трех слоев. Внешний слой представляет собой закаленное стекло толщиной 4,76 мм, покрытое с внутренней стороны токопроводящей сеткой. Промежуточный слой толщиной 3,2 мм выполнен из органического стекла. Внутренний слой также выполнен из закаленного стекла толщиной 12,7 мм. Шасси самолета-трехстоечное с одинарными колесами. Передняя стойка убирается вперед, а главные – вдоль размаха крыла, причем колеса главных стоек убираются в фюзеляж, а сами стойки-в околофюзеляжную часть крыла.

Крыло пятилонжеронной конструкции, киль четырехлонжеронной и фюзеляж конструкции типа «полумонокок» изготавливаются в основном с помощью клепки. Лишь некоторые части планера, такие, как концы консолей крыла, аэродинамические гребни, руль направления, хвостовые части элевонов, люки ниш шасси, выполнены в виде клееных конструкций, для изготовления которых использовался клей «Нармко» 402, затвердевающий в течение 2 ч при температуре 175°С и под давлением 0,46 МПа. Основная часть конструкции самолета выполнена преимущественно из сплавов алюминия, однако применены также титан и его сплавы. Из титана изготовлены элементы обшивки фюзеляжа, нервюр, кожухов экранов системы обогрева и вентиляции кабины пилота. Сплавы титана использованы для изготовления силового набора фюзеляжа и лонжеронов крыла.

В учебно-тренировочных самолетах TF-102A кресла пилота и инструктора размещены рядом в несколько расширенной кабине. Из-за расширения передней части кабины потребовалось изменение конструкции воздухозаборников, что вместе с возросшим сопротивлением фюзеляжа привело к ухудшению летных характеристик этой модификации самолета по сравнению с одноместным вариантом.

Двигательная установка. На опытных образцах самолета YF-102 был установлен турбореактивный двигатель J57-P-11 фирмы «Пратт-Уитни», а на опытных образцах YF-102A-двигатели J57-P-23 и J57-P-41. Серийные самолеты F-102A были оснащены двигателями J57-P-11 или J57– Р-35, а самолеты TF-102A-двигателями J57-P-23. Двигатель J57-P-11 развивает тягу 48,54 кН (4950 кГ) без форсирования и 66,68 кН (6800 кГ) с форсированием. Воздухозаборники двигателя расположены по обеим сторонам фюзеляжа на уровне кабины пилота. Кромки воздухозаборников – острые, сверхзвуковые, нерегулируемые. Четыре герметичных топливных бака-отсека находятся в крыле.

Вооружение. Вооружение самолета состоит из 6 управляемых ракет «Фолкон» GAR-1, размещенных внутри фюзеляжа в отсеке, расположенном непосредственно за нишей уборки передней стойки шасси. Ракеты «Фолкон» имеют устройства, позволяющие выдвигать их из фюзеляжа. В самолете имеются также контейнеры с НУРС, которые размещаются в обтекателях, закрывающих отсек управляемых ракет. Кроме того, самолет может нести ракеты «Фолкон» на наружной подвеске (под крылом и фюзеляжем).

Летно-технические данные F-102A

.Размах крыла, м 11,62

Длина, м 20,81

Высота, м 4,46

Площадь несущей поверхности, м2 61,45

Взлетная масса (ном./макс.), кг 12950/14500

Максимальная посадочная масса, кг 14000

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 211/236

Удельная нагрузка на крыло при посадке, кг/м2 228

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге двигателя (при форсировании), кг/даН 1,94/2,17

Максимальное число Маха 1,25

Максимальная скорость на высоте 12200 м, км/ч 1328

Максимальная скорость у поверхности земли, км/ч 1190

Полетная скорость с подвесками, км/ч 1014

Посадочная скорость, км/ч 240

Вертикальная скорость, м/с 61

Практический потолок, м 16 500

Перегоночная дальность, км 2172

Радиус действия (ном./макс.), км 540/800

Длительность полета, ч 2,5

«Жерфо» фирмы «Нор авиасьон»-одноместный истребитель– перехватчик – Франция, 1954 г.

Рис. 2.23. Опытный образец истребителя-перехватчика «Жерфо» II.

История создания. К проектированию первого во Франции сверхзвукового самолета с турбореактивным двигателем фирма SFECMAS 1*

[Закрыть] приступила в 1952 г. В процессе разработки самолета «Жерфо», кроме обычных испытаний модели в аэродинамической трубе, проводились также исследования опытных планеров «Арсеналь» Ars. 1301 и Ars. 2301, соответственно с треугольным и стреловидным крылом. Первый опытный образец самолета NORD 1402 «Жерфо» IA был построен в 1953 г.; испытательный облет его совершен 15.01.1954 г. На этом самолете 3 августа 1954 г. впервые в Западной Европе была превышена скорость звука в горизонтальном полете.

После окончания первой стадии исследований на самолете было установлено новое крыло с увеличенным на 1 м размахом, а двигатель «Атар» 101С без форсажной камеры был заменен двигателем «Атар» 101D с форсажной камерой. В январе 1955 г. начались летные испытания самолета, названного «Жерфо» IB. В 1954 г. были начаты проработки боевого варианта этого самолета, который получил обозначение «Нор 1405» «Жерфо» II и был испытан в начале 1956 г. В феврале 1957 г. на этом самолете была достигнута рекордная скорость подъема на высоту 15 000 м (с 3000 м). Несмотря на великолепную управляемость в области околозвуковых скоростей и высокую скороподъемность, самолет так и не вышел из стадии экспериментального образца.

Описание самолета. «Жерфо» является однодвигательным низкопланом классической схемы с треугольным крылом, имеющим угол стреловидности по передней кромке 57°30' и выполненным с применением профилей NACA 6500А относительной толщины 5,5%. Конструкция крыла-двух лонжеронная (первый лонжерон расположен под углом 28° относительно поперечной оси, второй – под углом 6° к ней). Принятое решение использовать прямой воздушный канал в осевой части самолета с целью улучшения условий работы двигателя и обеспечения возможности его легкой замены привело к тому, что фюзеляж самолета приобрел специфическую форму, связанную с необходимостью размещения кабины пилота и топливных баков в специальной надстройке, расположенной над зеркально-симметричной нижней частью. Над выходным соплом размещен отсек тормозного парашюта. Фонарь кабины пилота имеет неподвижную переднюю часть и открываемый вверх и назад обтекатель. Управление самолетом осуществляется с помощью элеронов, расположенных по всему размаху крыла, управляемого стабилизатора и руля направления, размещенного на нормальном вертикальном оперении. Шасси -трехстоечное, с одинарными колесами. Передняя стойка убирается назад, в фюзеляж, а главные-в околофюзеляжную часть крыла.

С целью улучшения путевой устойчивости, а также для предохранения выходного сопла двигателя от повреждений при взлете и посадке на опытных образцах «Жерфо» I были использованы два подфюзеляжных киля, установленные с углом развала 120°. При проектировании «Жерфо» II была в основном сохранена схема самолета «Жерфо» I, однако около 80% конструктивных элементов и узлов было модифицировано. В частности, был удлинен фюзеляж, кабина пилота перемещена вперед, уменьшено удлинение крыла, применен регулируемый воздухозаборник и т.п.

Двигательная установка. В опытных образцах самолета IA и IB применены турбореактивные двигатели «Атар» фирмы SNECMA соответственно типа 101С без форсажной камеры с тягой 27,65 кН (2820 кГ) и типа 101D с форсажной камерой. В самолете «Жерфо» II использован двигатель «Атар» 101G тягой 33,34 кН (3400 кГ) без форсирования и 43,15 кН (4400 кГ) с форсированием. Топливные баки емкостью 850 л размещались только в фюзеляже.

1* Французское опытно-конструкторское объединение SFECMAS организовано в 1952 г. на базе фирмы «Арсеналь де л'аэронотик»; в 1954 г. объединилось с фирмой «Нор».

Рис. 2.24. Проекции истребителя-перехватчика «Жерфо» I.

Летно-технические данные «Жерфо» IB «Жерфо» II

Размах крыла, м 7,50 6,66

Длина, м 9,9 11,25

Высота, м 4,1 3,55 2*

[Закрыть]

Площадь несущей поверхности, м2 26,2 22,0

Масса пустого самолета, кг 3900 3900

Нормальная взлетная масса, кг 4750 5500

Емкость внутренних топливных баков, л 850

Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 185 250

Номинальное отношение массы самолета к тяге при форсировании, кг/даН … 1,27

Максимальное число Маха 1,05 1,5

Максимальная скорость на высоте 3000 м, км/ч … 1775

Вертикальная скорость, м/с … 210

Практический потолок, м 17 000 18000

Дальность полета, км 1000

2* Высота в полете с убранным шасси.

Рис. 2.25. Проекции истребителя-перехватчика «Жерфо» II.

«Старфайтер» F-104 фирмы «Локхид» – одноместный многоцелевой истребитель-США, 1954 г.

История создания. На основе опыта, приобретенного в корейской войне, ВВС США пришли к выводу, что самолеты, предназначаемые для уничтожения воздушных целей, должны иметь малую взлетную массу и простую конструкцию; при высокоэффективной двигательной установке это обеспечит не только хорошие летные характеристики, но также и простоту в обслуживании. Однако по мере разработки самолет F-104 постепенно утрачивал черты легкого самолета, превращаясь в самолет, пригодный для выполнения как истребительно-бомбардировочных, так и разведывательных заданий. При этом его взлетная масса возросла почти вдвое. В 1960-1970 гг. этот самолет находился на вооружении 15 государств и был основой боевой мощи их авиации. Самая распространенная модификация F-104G (G-Германия) получила в ФРГ прозвище «летающего гроба», так как вплоть до 2.02.1979 г. произошло 205 катастроф самолетов этой модификации. Заказ на два опытных образца XF-104 и пятнадцать предсерийных самолетов YF-104A фирма получила в 1953 г. Испытание первого летного экземпляра было проведено 9 февраля 1954 г. Самолет выпускался в следующих модификациях:

– истребитель-перехватчик F-104A (облет 17.02.1956 г., изготовлено 153 самолета);

– многоцелевой истребитель F-104C (17.02.1956 г., 77 шт.), F-104G (5.10.1960 г., 1366 шт.), CF-104 (28.03.1961 г., 200 самолетов модификации G изготовлены в Канаде, где они получили заводское обозначение CL-90 и военное CF-111), F-104J (30.06.1961 г., 207 самолетов модификации G было изготовлено в Японии) и F-104S (декабрь 1966 г., усовершенствованная модификация G выпускалась в Италии – 205 самолетов для итальянских и 40 для турецких ВВС; первый серийный экземпляр испытан 30.12.1968 г., а последний-для Турции-в середине 1976 г.); снят с производства в 1978 г.;

– двухместный тренировочный F-104B (16.01.1957 г., 26 самолетов модификации А), F-104D «Супер-Старфайтер» (21 самолет для ФРГ под обозначением F-104DF и 43 самолета для Японии под обозначением F-104DJ), TF-104G (ноябрь 1962 г., 224 шт., 38 самолетов для Канады, где им было присвоено обозначение CF-113);

– разведчик RF-104G (попытка приспособить модификацию G для разведывательных целей);

– опытный NF-104A (июль 1963 г., 3 самолета F-104A, оборудованные для подготовки к высотным полетам), F-104N (3 самолета, оборудованные для подготовки к космическим полетам).

В общей сложности в 1958-1978 гг. было выпущено 2615 самолетов «Старфайтер», из числа которых около 2200 предназначалось и пошло на экспорт (включая и строительство самолетов по лицензиям в других странах). Цена самолета F-104A составляла 1,112 млн. долл. В июне 1963 г. предпринимались запуски самолета с катапульты. Самолеты F-104 находились на вооружении: США, Тайваня, Пакистана, ФРГ, Голландии, Италии, Бельгии, Японии, Канады, Турции, Дании, Греции, Испании, Иордании и Норвегии.

Описание самолета. F-104 является построенным по классической схеме среднепланом с прямым трапециевидным крылом с углом стреловидности по линии фокусов 18°6', удлинением 2,45 и отрицательным поперечным V 10°. Для крыла, изготовленного с применением профилей относительной толщины 3,36%, характерны наличие острой передней кромки (радиус закругления 0,41 мм), а также небольшой отгиб носка вниз. Крыло самолета оснащено по всему размаху носовыми щитками и расположенными в околофюзеляжной части выдвижными закрылками со сдувом пограничного слоя. Носовые щитки установлены на удлиненных цилиндрических шарнирах, закрепленных на нижней поверхности крыла, и управляются электроприводом. В нейтральном положении они наклонены под углом 2°, во время взлета и выполнения маневра-под углом 15°, а при посадке-30°. Выдвижные закрылки также управляются электроприводом. Во время взлета они отклонены на 15° и работают как обычные закрылки, а при отклонении на больший угол (во время посадки этот угол составляет 45°) включается питаемая компрессором двигателя система сдува пограничного слоя. При этом воздух подается через 55 щелей размером 14 * 2,3 мм, выполненных на расстоянии 23 мм друг от друга в трубе, установленной вдоль передней кромки закрылков.

Система управления самолетом состоит из элеронов, обычного руля направления и управляемого стабилизатора. Элероны, с малой длиной и большой хордой, крепятся на удлиненных цилиндрических шарнирах и отклоняются (каждый) с помощью 10 малогабаритных гидротолкателей, расположенных рядом в плоскости хорд. На начальной стадии разработки самолета Т-образное хвостовое оперение имело стабилизатор с рулем высоты. Такая конструкция явилась причиной многих аварий. После проведения дополнительных исследований оказалось необходимым проведение модернизации. Кроме применения управляемого стабилизатора, был использован ограничитель по тангажу, который в случае превышения допустимого угла атаки выдавал пилоту сигнал (колебания ручки управления) о необходимости изменения режима полета. Если этот сигнал остается без внимания, устройство отклоняет стабилизатор, уменьшая угол атаки. Все это протекает независимо от манипуляций пилота. Самолет оснащен также электронным автоматом стабилизации динамики полета относительно всех трех осей, благодаря чему значительно упрощается процесс пилотирования. В каналах аэродинамического управления применены необратимые гидроусилители, питаемые от двух независимых установок. В случае прекращения работы двигателя функционирование бустеров обеспечивается вспомогательной воздушной турбиной, выпускаемой из фюзеляжа во внешний поток.

Рис. 2.26. Модель истребителя F-104 для испытаний шасси.

Рис. 2.27. Многоцелевой истребитель «Старфайтер» F-104C.

Фюзеляж самолета имеет удлиненную форму, заостренную переднюю часть и выполнен без учета правила площадей. Последнее связано с применением тонкого трапециевидного крыла малого удлинения в области скоростей, для которой, по мнению разработчиков, правило площадей не играет существенной роли. В передней конусообразной части фюзеляжа находится кабина пилота с трехсекционным фонарем, передняя и задняя часть которого неподвижны, а центральная вручную смещается в сторону (влево). В первых модификациях самолета использовалось катапультирование сиденья вниз через аварийный люк. Катапультирование начиналось с нажатия на рычаг включения системы, после чего происходили разгерметизация кабины, затягивание плечевых парашютных зажимов и фиксирование положения ног летчика, отбрасывание крышки люка и воспламенение пирозаряда. Так как для покидания самолета на малых высотах необходимо было перейти сначала в перевернутый полет, то позднее стали применять катапультируемые вверх сиденья с пиротехническим приводом.

В задней части фюзеляжа расположены два тормозных щитка (по бокам фюзеляжа в плоскости передней кромки киля), отсек тормозного парашюта (под форсажной камерой) и подфюзеляжный киль. Шасси трехстоечное, с одинарными колесами, убирается вперед в ниши фюзеляжа. Выполненная в виде кованой балки стойка главного шасси крепится к силовому шпангоуту навески двигателя и в целях получения необходимого бокового развода обеспечивает во время выпуска шасси координацию движения колеса вниз и в сторону. Благодаря соответствующей кинематической схеме стойки и колеса шасси занимают в убранном состоянии горизонтальное положение. Использование такого технического решения потребовало ограничения объема и хода амортизатора. Поэтому на этом самолете были впервые применены малогабаритные жидкостные амортизаторы с рабочим давлением жидкости 35 МПа. Колеса шасси оснащены пневматиками высокого давления (около 2 МПа).

Конструкция планера самолета отличается простотой изготовления и небольшой собственной массой. Крыло многолонжеронной конструкции выполнено из двух половин (верхней и нижней), соединенных между собой с помощью болтов. Толщина обшивки крыла в корневом сечении достигает 6,3 мм, а на концах-3,2 мм; изготовляются панели обшивки фрезерованием. Большинство элементов набора крыла выполнено из стали. Фюзеляж полумоно– коковой конструкции по технологическим соображениям разделен на носовую, центральную и хвостовую части. Центральная и хвостовая (вместе с оперением) части разъемные. Многие элементы конструкции, например усиленные шпангоуты крепления крыла и двигателя, изготовлены методами ковки и прессования.

Рис. 2.28. Проекции самолета «Старфайтер» F-104 (модификации С, D и G).

Двигательная установка. В опытных и предсерийных самолетах использован турбореактивный двигатель «Сапфир» фирмы «Армстронг сиддли», изготовляемый по лицензии предприятиями «Райт» с заводским обозначением J65. Модификации двигателя J65-W-6 и J65-W-7 имеют тягу 36,97 кН (3770 кГ) без форсирования и 44,48 кН (4536 кГ) с форсированием. В серийных самолетах применены новые двигатели с повышенной тягой J79 фирмы «Дженерал электрик». На самолетах F-104A, F-104B и F-104D устанавливались двигатели модификации J79-GE-3/3A тягой 48,93 кН (4990 кГ) без форсирования, 71,20 кН (7260 кГ) с форсированием, а в самолетах F-104C-двигатели J79-GE-7 тягой 48,87 кН (4983 кГ) и 70,26 кН (7165 кГ) соответственно без форсирования и с форсированием. В первых самолетах модификации F-104G использовались двигатели J79-GE-11A тягой 44,49 кН (4536 кГ) и 70,28 кН (7167 кГ), а в остальных, как и в самолетах модификации F-104S,– двигатели J79-GE-19 тягой 52,80 кН (5384 кГ) и 79,63 кН (8120 кГ). На самолетах NF-104A устанавливался (под форсажной камерой) дополнительный ракетный двигатель AR-2 тягой 26,67 кН (2720 кГ) фирмы «Рокет– дайн». Полукруглые регулируемые воздухозаборники двигателя размещены по бокам фюзеляжа и имеют подвижные центральные тела полуконической формы. При сверхзвуковых полетах скорость воздушного потока в канале воздухозаборника за критическим сечением составляет 0,95 М. Размещенные в фюзеляже три топливных бака емкостью 3392 л могут дополняться четырьмя подвесными баками общей емкостью 2770 л (2 ? 740 л + 2 ? 645 л), а также баком емкостью 460 л, расположенным в переборке отсека вооружения.

Вооружение. Боевая нагрузка весьма разнообразна и зависит от модификации самолета. Она составляет лишь 150 кг для самолетов F-104A (две ракеты «Сайдуиндер»), 1700 кг для самолетов F-104C, 2177 кг для самолетов F-104G и около 4000 кг для самолетов F-104S. Самолеты модификации F-104G/S оснащены семью узлами наружной подвески (Р-104А-два, Р-104С-пять), которые могут быть использованы для транспортировки ядерной бомбы, обычных бомб, ракет «Сайдуиндер» и «Спер– роу» и контейнеров с неуправляемыми реактивными снарядами. Стационарным вооружением самолета является шестиствольная пушка М-61 «Вулкан» (калибр 20 мм) с запасом снарядов 750 шт. и темпом стрельбы 6000 выстрелов в 1 мин.