Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

сообщить о нарушении

Текущая страница: 25 (всего у книги 42 страниц)

«Крусейдер» F-8 фирмы «LTV-Аэроспейс» – многоцелевой одноместный истребитель-США, 1955 г.

История создания. Проектирование самолета началось в 1953 г., после того как фирма «Чанс– Воут» заняла первое место в конкурсе, объявленном ВВС США. В 1961 г. эта фирма объединилась с «Темко электронике», образовав концерн LTY. Были построены два опытных образца самолета с обозначением XF8U-1 (в 1962 г. обозначение было изменено на XF-8A), первый из которых был испытан 25.03.1955 г. и уже 30 сентября того же года были завершены приемо-сдаточные испытания на авианосце. Поставка серийных самолетов в военно-воздушные подразделения была начата в декабре 1956 г. Стоимость самолета первых модификаций составляла 900000 долл. Серийное производство было свернуто в 1965 г. после выпуска 1261 самолета следующих модификаций:

– истребитель F-8A (на начальной стадии имел обозначение F8U-1, 318 самолетов), F-8B (F8U-1E, 130 самолетов, облет первого проведен 3.09.1958 г.), F-8C (F8U-2, 187 самолетов, декабрь 1957 г.) и F-8D (F8U-2N, 152 самолета, 16.02.1960 г.);

– истребитель-бомбардировщик F-8E (F8U-2NE, 286 самолетов, 30.06.1961 г.) и F-8E/FN (42 самолета для Франции, 27.02.1964 г.);

– разведчик RF-8A (F8U-1P, 144 самолета, 17.12.1956 г.);

– тренировочный NTF-8A (F8U-1T, 74 самолета F-8A реконструировано на двухместные с креслами экипажа, расположенными друг за другом; первый образец испытан 6.12.1962 г.);

– опытный F8U-3-совершенно новая модификация со скоростью М = 2,5, с двигателем J75-P-5A тягой 78,45 кН (8000 кГ) без форсирования и 115,67 кН (11 795 кГ) с форсированием. Фюзеляж самолета удлинен, увеличен угол стреловидности крыла, под фюзеляжем установлены два складывающихся киля. Построено три опытных образца такого самолета, первый из которых был испытан в июле 1958 г. (данные: размах крыла 11,4 м, длина 17,9 м, высота 5,0 м, площадь несущей поверхности 39,0 м2 , масса пустого самолета 8800 кг, взлетная масса 16000 кг).

В 1966-1970 гг. была проведена модернизация 446 самолетов, преследовавшая цель продления срока эксплуатации. Эти самолеты получили дополнительное буквенное обозначение G, Н, J, К или L. В 1957-1963 гг. самолеты «Крусейдер» являлись основой боевой мощи военно– морской и десантной авиации. Во второй половине 60-х годов они частично были заменены самолетами «Фантом» II F-4, а в 70-х годах-самолетами «Томкэт» F-14.

5 июня 1971 г. был испытан модифицированный самолет NASA (Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства) TF-8A, в котором для исследовательских целей использовано сверхкритическое крыло со следующими данными: размах 13,11 м, площадь поверхности 24,45 м 2 , угол стреловидности передней кромки 42°, профиль относительной толщины 11% (в корневом сечении) и 7% (на концах крыла), без поперечного V, с углом установки 1,5°. Летом 1972 г. были проведены испытания модифицированного самолета NASA F-8C, в котором механическая система управления самолетом была заменена электрической, совместимой с цифровой системой управления по проводам DFBW. В результате этого самолет «Крусейдер» стал первым американским самолетом со сверхкритическим крылом и электродистанционной системой управления.

Рис. 2.45. Истребитель-бомбардировщик «Крусейдер» F-8 различных модификаций. a-F-8E; 6-F-8U-3; в – экспериментальный самолет со сверхкритическим крылом.

Описание самолета. «Крусейдер» F-8 представляет собой высокоплан, спроектированный в соответствии с правилом площадей. Крыло имеет угол стреловидности по передней кромке 48°, отрицательный угол поперечного V 5° и профили с относительной толщиной около 5%. Отличительной чертой этого самолета является применение устройства, обеспечивающего изменение угла установки крыла в полете.

Хорошие аэродинамические характеристики удалось получить благодаря использованию уступа передней кромки (расположенного в плоскости раздела крыла на неподвижную и подвижную консольную часть, складываемую вверх в условиях хранения в ангаре на авианосце), размещенных вдоль всего размаха крыла носовых щитков и установленных между элеронами и фюзеляжем небольших закрылков. Использование такого рода средств механизации крыла обеспечивает самолету исключительно малую посадочную скорость, которая для модификации F-8A составляет всего 185 км/ч при малой взлетной массе. Во «французской» модификации были реконструированы носовые щитки и применена система сдува пограничного слоя с закрылков. Работа системы сдува связана с отклонением закрылков, причем открытие воздушных клапанов происходит после отклонения закрылков на угол 25°, а максимальный расход воздуха достигается при угле отклонения 35°. Высокая эффективность носовых щитков и использование системы СПС позволили уменьшить угол поперечного V крыла с 7 до 5°. Увеличение продольной неустойчивости самолета компенсировано увеличением поверхности горизонтального оперения.

Многолонжеронное крыло выполнено с применением монолитных фрезерованных панелей. Консоли крыла крепятся к фюзеляжу с помощью двух шарниров (размещенных на заднем лонжероне) и гидротолкателя, управляющего углом установки крыла (в модификации F8U-3 применено два винтовых домкрата) и соединенного шарнирно с передним лонжероном правой консоли.

Фюзеляж самолета на значительной длине имеет овальное поперечное сечение и плоские боковые поверхности (максимальная высота 1,9 м, ширина 1,6 м) и лишь в хвостовой части – круглое сечение. Шпангоуты и толстые перегородки выполнены из двух половин, соединяемых вдоль продольной оси. Нижняя часть фюзеляжа усилена балкой с прессованными поясами и стенкой, жесткость которой достигается за счет вертикальных стоек. К этой балке крепятся: тормозной щиток (отклоняемый на 55°), опора (обеспечивающая старт с катапульты) и складной крюк (служащий для торможения самолета во время посадки). В нижней центральной части фюзеляжа находятся ниши главного шасси и контейнеры НУРС. Остальное пространство центральной части фюзеляжа занято мягкими топливными баками, оборудованием и каналом подачи воздуха к двигателю. В передней части фюзеляжа расположена кабина пилота. Фонарь кабины состоит из неподвижной передней и открываемой вверх и назад задней части. Каркас фонаря выполнен в виде отливки из магниевого сплава. В самолетах модификации F-8A/B использованы катапультируемые кресла упрощенной конструкции. Масса такого кресла составляет всего 13,6 кг. В других же модификациях использованы кресла с ракетным двигателем, позволяющие покидать самолет при нулевых скорости и высоте.

Оперение самолета-стреловидное, состоит из управляемого стабилизатора и киля с рулем направления. Плоскости стабилизатора установлены с положительным углом поперечного V 5°. Отклонение руля направления и элеронов осуществляется с помощью сдвоенных гидроусилителей; аварийное питание гидравлической системы обеспечивается специальной воздушной турбиной, приводимой в движение внешним воздушным потоком.

Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами малого диаметра, убирается в фюзеляж. Колесо передней стойки шасси крепится к балке– амортизатору при помощи вильчатого рычага, а колеса главных стоек имеют непосредственное крепление. Пневматики колес – бескамерные, тормоза – дисковые.

Двигательная установка. На двух опытных образцах и первых серийных самолетах F-8A устанавливались турбореактивные двигатели J57-P-12 фирмы «Пратт-Уитни» тягой 57,83 кН (5897 кГ) без форсирования и 71,17 кН (7257 кГ) с форсированием. Впоследствии на самолетах модификации F-8A стали применять двигатели J57-P-4A тягой 71,85 кН (7327 кГ) при форсировании, в модификации F-8C-двигатель J57-P-16 с форсированной тягой 75,17 кН (7665 кГ), а в модификациях F-8D и F-8E-двигатель J57-P-20 тягой 47,59 кН (4853 кГ) без форсирования и 80,07 кН (8165 кГ) с форсированием (в модификации F-8E/FN-двигатель J57-P-20A). Запуск двигателя осуществляется с помощью пневмостартера, расположенного в нижней части фюзеляжа и питаемого сжатым воздухом от внешней пневматической установки.

Емкость внутренних баков, находящихся в крыле, центральной части фюзеляжа и передней части двигательного отсека, составляет 5300 л. Кроме того, в самолетах модификаций F-8D и NTF-8A запас топлива может быть увеличен за счет использования двух дополнительных подкрыльных баков емкостью 1136 л каждый. Все самолеты были оснащены оборудованием, обеспечивающим дозаправку топливом во время полета. В модификациях F-8A и RF-8A шарнирный телескопический топливоприемник после выдвижения из фюзеляжа располагался на высоте фонаря кабины, а в остальных модификациях он размещается с левой стороны фюзеляжа (за кабиной) и закрывается эллиптическим обтекателем.

Рис. 2.46. Проекции многоцелевого истребителя «Крусейдер» F-8.

Вооружение. Вооружение самолета состоит из двух спаренных 20-мм пушек типа «Кольт», установленных в передней части фюзеляжа (с боезапасом 84 или 144 снаряда на ствол), и 2 или 4 ракет типа «Сайдуиндер» с инфракрасной головкой самонаведения, закрепляемых на фюзеляжных пилонах. Во французской модификации самолета вооружение может быть пополнено ракетами класса воздух-воздух «Матра» R.530. Несмотря на то что основным оружием во время перехвата являются ракеты «Сайдуиндер», самолеты модификаций F-8A, В и С дополнительно оснащались автоматически выдвигаемым из отсека боеприпасов в центральной нижней части фюзеляжа контейнером на 32 неуправляемых снаряда калибра 70 мм. Переоборудование самолетов модификации F-8E для уничтожения наземных целей сводилось к возможности замены ракет «Сайдуиндер» на «Зу– ни» и к монтажу двух дополнительных подкрыльных пилонов при одновременном сохранении вооружения, необходимого для выполнения задач перехвата. На каждом из этих пилонов можно крепить ракеты «Булпап» или «Страйк», бомбы (6 ? 113, 4 ? 226, 2 ? 453, 1 ? 907 кг) или дополнительный топливный бак емкостью 1136 л.

Летно-технические данные F-8A F-8D

Размах крыла, м 10,87 10,73

Длина, м 16,54 16,54

Высота, м 4,80 4,80

Площадь несущей поверхности, м2 34,84 32,50

Масса пустого самолета, кг 7485

Взлетная масса (ном./ /макс.), кг 9800/ 12 500/ /12000 /15 420

Грузоподъемность, кг … 5400

Количество топлива в баках (внутр./внешн.), л 5300/2270 5300/3400

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 240/344 385/475

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,36/1,67 1,56/1,93

Максимальная скорость на высоте 12200 м, км/ч 1600 2093

Максимальная скорость у поверхности земли, км/ч … 1200

Посадочная скорость, км/ч 185

Взлетная скорость, км/ч 152

Практический потолок, м 16750

Дальность (ном./макс.), км 1600/2200 2250/2750

«Гриффон» фирмы «Нор авиасьон» – одноместный истребитель– перехватчик – Франция, 1955 г.

История создания. Работы по созданию самолета начались в 1953 г., а испытание первого летного образца было проведено уже 20 сентября 1955 г. (этот экземпляр самолета имел обозначение 1500-01 «Гриффон» I). Его окончательная конструкция была выбрана в результате многочисленных испытаний опытного планера «Арсеналы) 1301, разработанного конструктором Ж. Гальтье. Самолет 1500-01 был оснащен турбореактивным двигателем «Атар» 101F с форсажной камерой фирмы SNECMA. В результате проведенных испытаний было установлено, что выбранная принципиально новая аэродинамическая схема самолета с дестабилизатором, расположенным в передней части фюзеляжа, характеризуется прекрасными летными качествами при малых скоростях полета, и в 1956 г. было начато строительство второго летного образца 1500-02 («Гриффон» II), предназначавшегося для полетов со сверхзвуковыми скоростями. Облет нового самолета, оснащенного турбореактивным двигателем «Атар» 101Е-3, который находился в тракте ПВРД диаметром 1,37 м, был проведен 23.01.1957 г. При работающем прямоточном воздушно-реактивном двигателе этот самолет достиг рекордных скоростей 1638 км/ч (полет 25.02.1959 г. по замкнутой 100-километровой траектории) и 2330 км/ч (полет 6.10.1959 г. на базе 15 км). Семь дней спустя на высоте 15 250 м была достигнута скорость 2316 км/ч, соответствующая ? = 2,19. За все время разработки самолета было построено только два летных образца, испытания которых проводились и в начале 60-х годов. Из экономических и военных соображений, а также по причине сложности комбинированного турбопрямо– точного двигателя работы над самолетом были прекращены.

Рис. 2.47. Истребители-перехватчики «Гриффон» I (а) и «Гриффон» II (б).

Описание самолета. «Гриффон» представляет собой построенный по схеме «бесхвостка» одноместный среднеплан с треугольным крылом и дополнительной дестабилизирующей поверхностью, расположенной в передней части фюзеляжа. Крыло с углом стреловидности передней кромки 60° и удлинением 2,05 изготовлено с применением симметричных профилей относительной толщиной 4,5% и оснащено расположенными вблизи корневых сечений крыла элевонами. Размещение элевонов около фюзеляжа было продиктовано тем, что при больших углах атаки (соответствующих посадке) на концах треугольного крыла происходит интенсивный отрыв потока, что снижает эффективность управляющих поверхностей. Конструкция крыльев – двухлонжеронная, причем оси лонжеронов перпендикулярны плоскости симметрии самолета. Концы лонжеронов соединены наклонной продольной стенкой, к которой крепится носок крыла. Ориентированные по направлению потока нервюры соединены со стенками лонжеронов и стрингерами, обеспечивающими необходимую жесткость обшивки, толщина которой меняется вдоль размаха. Крыло разъемной конструкции соединяется с фюзеляжем в местах расположения силовых шпангоутов. Концевые части крыла и элевоны имеют многослойную обшивку. Как и весь планер самолета, крыло выполнено из алюминиевого сплава и рассчитано на перегрузку 9,75.

Перед крылом (несколько выше его плоскости, вдоль продольной оси передней части фюзеляжа) находятся неподвижные, малого размера, треугольные несущие плоскости с углом стреловидности передней кромки 65°, размахом 2,57 м и площадью 1,5 м2 . Эти плоскости выполняют две функции. При малых скоростях полета они работают как отклоняющие воздушный поток предкрылки, а при больших– преимущественно сверхзвуковых – компенсируют перемещение центра давления крыла назад, создавая при этом дополнительную подъемную силу спереди. Вследствие этого при переходе от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым уменьшается перемещение центра давления самолета назад, а тем самым балансировочное сопротивление и нагружение крыла.

Рис. 2.48. Схема размещения элементов двигательной установки в самолетах «Гриффон» I и «Гриффон» II.

1 – воздухозаборник (площадь входного сечения 0,34 м 2 ); 2-воздушный канал; 3-топливные баки; 4-ТРД «Атар» F; 5-форсажная камера; 6-воздухозаборник (площадь входного сечения 0,68 м 2 ); 7-воздушный канал; 8-кожух двигателя; 9-ТРД «Атар» Е-3; 10-топливные форсунки ПВРД; 11 -стабилизатор пламени; 12-камера сгорания ТРД; 13-камера сгорания ПВРД; 14 -теплоизоляция; 15 -удлинительная труба ТРД; 16-сопло ТРД; 17-форсунки форсажной камеры; 18-топливный клапан ПВРД; /9-регулятор расхода топлива; 20-аварийный клапан; 21-регулятор давления; 22-топливный насос; 23-блок агрегатов ПВРД; 24-привод блока агрегатов от компрессора ТРД.

Фюзеляж самолета состоит из двух частей – передней и основной. В передней части фюзеляжа (с многослойной обшивкой) находится кабина пилота, выполненная вместе с носовым коническим обтекателем как одно целое независимо от остальной части фюзеляжа. Первоначально планировалось, что в аварийных ситуациях она будет отделяться целиком. Поэтому она крепится лишь с помощью четырех болтов.

Тем не менее в опытных образцах самолета были использованы обычные катапультируемые сиденья, однако их использование было возможным только после того, когда в высотном скафандре пилота создавалось необходимое давление. Основная часть фюзеляжа почти полностью занята каналом воздушно-реактивного двигателя. Между корпусом ПВРД и обшивкой фюзеляжа расположены ниши уборки передней и главных стоек шасси (главные стойки убираются вперед, передняя-назад), двухсекционные тормозные щитки и агрегаты топливной системы. Конструкция фюзеляжа – балочная, с усиленными шпангоутами, расположенными в плоскостях крыльевых лонжеронов. К шпангоуту крепления переднего лонжерона крыла крепятся главные стойки шасси и передний узел навески турбореактивного двигателя. Внутренняя обшивка обеспечивает необходимую форму канала прямоточного воздушно-реактивного двигателя, а внешняя принимает на себя нагрузку от изгиба и скручивания фюзеляжа. Над воздухозаборником, по обеим сторонам фюзеляжа, расположены два профилированных аэродинамических гребня, ограничивающих перетекание пограничного слоя с фюзеляжа на крыло. В самолете «Гриффон» I задняя часть фюзеляжа выполнена с большим сужением. Под его фюзеляжем имелись две аэродинамические направляющие, которые по причине большого угла развала во многих источниках ошибочно назывались дополнительным горизонтальным оперением. Исследования показали, что в области околозвуковых скоростей полета в этой части фюзеляжа происходит резкий отрыв потока, что вызывает боковую качку самолета, которой направляющие не противодействуют. Поэтому в самолете «Гриффон» II от них отказались, а обводы хвостовой части фюзеляжа выполнены более плавными.

Рис. 2.49. Проекции истребителей-перехватчиков «Гриффон» I и «Гриффон» II.

Вертикальное оперение-классическое, с рулем направления, без массовой балансировки и аэродинамической компенсации. Конструкция киля-двухлонжеронная, а руля – многослойная. В самолете «Гриффон» I концевые обтекатели оперения использованы как контейнеры для двух тормозных парашютов. В самолете «Гриффон» II предусмотрен один парашют (в контейнере, расположенном непосредственно под рулем), а в концевых обтекателях оперения размещены антенны радиостанции.

Двигательная установка. На первом опытном экземпляре самолета («Гриффон» I) установлен турбореактивный двигатель «Атар» 101F фирмы SNECMA тягой 37,26 кН (3800 кГ) при форсировании, расположенный внутри воздушного канала диаметром 1,37 м. Двигательная установка самолета «Гриффон» II представляет собой комбинацию турбореактивного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей общей массой 1700 кг (ТРД с кожухом и системой топливоподачи 1100 кг, ПВРД с необходимым оборудованием 517 кг; внутренняя обшивка фюзеляжа, представляющая собой кожух ПВРД, 73 кг). Турбореактивный двигатель «Атар» 101 Е-3 тягой 34,32 кН (3500 кГ), без форсажной камеры, расположен соосно с прямоточным воздушно– реактивным двигателем в специальном кожухе, приспособленном для работы внутри ПВРД, и оканчивается выпускной трубой, которая вместе с соплом образует выхлопную часть прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Во время полета с М ~ 2 тяга ПВРД составляет около 80% тяги всей двигательной установки, т.е. 41,19 кН (4200 кГ) на высоте 15000 м и 24,52 кН (2500 кГ) на высоте 18000 м. Совместный воздухозаборник не регулируется.

Летно-технические данные «Гриффон» I II

Размах крыла, м 8,10 8,12

Длина, м 14,54 15,72

Высота, м 5,0 4,7

Площадь несущей поверхности, м2 32,0 32,0

Нормальная взлетная масса, кг 6745 6900

Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 211 216

Номинальное отношение массы самолета к форсажной тяге 1*

[Закрыть] , кг/даН 1,80 2,00

Максимальное число Маха 2,10 2,19

Максимальная скорость на высоте 15 250 м, км/ч … 2336

Минимальная скорость, км/ч … 250

Взлетная/посадочная скорость, км/ч 241/278

Вертикальная скорость, м/с … 100

Время подъема на высоту 15000 м 4 мин 58 с

Длина разбега, м … 1000

Длина пробега, м … 600

1* Только ТРД.

«Тандерчиф» F-105 фирмы «Рииаблик»-одноместный истребитель– бомбардировщик-США, 1955 г.

История создания. В начале 50-х годов Министерство обороны США сочло необходимым иметь на вооружении авиации более крупные и более тяжелые самолеты-истребители, способные нести ядерное оружие и осуществлять полеты на малых высотах. В 1951 г. фирма «Рипаблик» по собственной инициативе приступила к разработке проекта такого самолета. Первый контракт на разработку самолета, предназначаемого для выполнения разнообразных заданий, был подписан только в 1954 г., когда создание двух опытных образцов YF-105A значительно продвинулось вперед. Облет первого образца был проведен 22.10.1955 г., а поставки в воинские подразделения начались в мае 1958 г. В общей сложности в 1957-1964 гг. было построено 833 самолета следующих модификаций:

– одноместный для выполнения заданий в любых атмосферных условиях дня и ночи независимо от высоты F-105B (75 самолетов, испытание первого 24.05.1956 г.) и F-105D (610 самолетов, 9.06.1959 г.);

– двухместный F-105F (143 самолета, испытание 11.06.1963 г.) и F-105G [переоборудование 48 самолетов F-105F в рамках программы «Уайлд Визел» («Дикая ласка»); самолет с оператором электронной аппаратуры, предназначаемый для уничтожения радиолокационных станций; 7.08.1967 г.];

– разведчик RF-105B (3 экземпляра с первоначальным обозначением JF-105B).

В общей сложности в течение первых 6 лет разработки самолета было затрачено свыше 5000000 конструкторских человеко-часов.

Самолет модификации F-105D поставлялся на экспорт по цене 1600 000 долл. Самолеты F-105 были приняты на вооружение после снятия F-100 и частично сняты после принятия на вооружение самолетов F-111.

Рис. 2.50. Истребитель-бомбардировщик «Тандерчиф» F-105B.

Описание самолета. «Тандерчиф» представляет собой построенный по классической схеме сред– неплан со стреловидным крылом, оснащенным носовыми щитками, интерцепторами, элеронами и закрылками. Небольшого удлинения крыло (3,18) с углом стреловидности 45°, определяемой по линии фокусов, изготовлено с применением профилей относительной толщины 5,5% в корневом и 3,7% в концевом сечениях. В околофюзеляжных частях расположены ниши уборки главных стоек шасси (полностью убираемых в крыло вдоль размаха в сторону фюзеляжа) и крыльевые воздухозаборники двигателя. Последние (с пропускной способностью 28 000 м 3 /мин) обладают скошенными, за остренными кромками, вызывающими «расщепление» скачков уплотнения на систему скачков меньшей интенсивности, что существенно уменьшает их вредное влияние на характер обтекания задней части фюзеляжа и оперения. Спрофилированные таким образом воздухозаборники не только увеличивают тягу двигателя, но и повышают устойчивость самолета в сверхзвуковом полете.

Технологически разделенный на три части фюзеляж был разработан с учетом правила площадей (начиная с модификации В). В передней части (до силового шпангоута крепления переднего лонжерона крыла) находятся: отсек оборудования, ниша уборки передней стойки шасси, кабина экипажа с фонарем, открываемым вверх и назад, и топливный бак. В центральной части расположены двигатель с воздушным каналом и остальные топливные баки. Хвостовая часть (от силового шпангоута крепления лонжерона киля) крепится к центральной с помощью четырех болтов и образует цельную конструкцию с килем и горизонтальным оперением. В этой части также располагаются контейнер тормозного парашюта и четырехсекционные тормозные щитки, образующие окончание фюзеляжа и одновременно выполняющие роль выходного сопла двигателя. В зависимости от режима полета могут отклоняться две или четыре секции щитков. Во время посадки отклоняются только боковые щитки, так как верхняя плоскость находится за контейнером тормозного парашюта, а отклонение нижней секции вызывало бы уменьшение угла атаки.

Управление самолетом осуществляется с помощью элеронов, пятисекционных интерцепторов, управляемого стабилизатора и руля направления. При полете на малых скоростях поперечное управление обеспечивают элероны, которые при переходе на большие скорости блокируются в нейтральном положении. На этом режиме полета необходимая управляемость обеспечивается расположенными на верхних поверхностях крыла (перед передними кромками закрылков) интерцепторами. У выдвижных двухсекционных щелевых закрылков при отклонении вниз задняя часть может отклоняться вверх, что облегчает подвешивание на наружных замках длинных грузов большого диаметра. Плоскости стабилизатора спарены механически (с помощью поперечной балки, выполненной в виде полукольца, охватывающего снизу форсажную камеру). В целях увеличения вертикальной стабилизации используется подфюзеляжный киль.

Рис. 2.51. Проекции истребителя-бомбардировщика «Тандерчиф» F-105.

Планер самолета F-105 рассчитан на эксплуатационные перегрузки 8,67 и предельные 13.

Дви гательная установка. На самолете применена однодвигательная силовая установка с двумя крыльевыми воздухозаборниками (не встречающейся у других самолетов формы) с регулируемым при помощи гидропривода входным сечением. Четыре тормозных щитка, образующих выходное регулируемое сопло двигателя, подвергаются интенсивному нагреву. В связи с этим они изготавливаются из сплава титана, а их внутренняя поверхность, температура которой при работе двигателя достигает 315-540°С, имеет листовое покрытие из жаропрочной стали. Эти листы крепятся только вдоль одной кромки щитка (для компенсации теплового расширения); щитки складываются с нахлесткой 75-100 мм.

На серийных самолетах устанавливаются турбореактивные двигатели фирмы «Пратт– Уитни» серии 75: J75-P-3/5/10 тягой 66,69 кН (6800 кГ) и 93,16 кН (9500 кГ) соответственно без форсирования и с форсированием (самолет F-105B) и J75-P-10/19W тягой 76,49 кН (7800 кГ) без форсирования и 117,97 кН (12030 кГ) с форсированием и впрыскиванием воды (самолеты F-105D и F). Мягкие топливные баки общей емкостью 2915 л расположены только в верхней части фюзеляжа (над воздушным каналом и двигателем). Емкость топливной системы может быть увеличена на 1477 л при размещении дополнительного бака в бомбоотсеке и на 6250 л при наружной подвеске трех дополнительных баков (2840 + 2 ? ? 1705 л). Самолет имеет оборудование для дозаправки в полете, включающее специальные телескопические штанги или гибкие шланги. Топливоприемник расположен вблизи кабины пилота с левой стороны. Самолет может и сам выполнять функцию заправщика.

Вооружение. Самолет F-105 способен оказывать поддержку войскам на поле боя и вести бомбардировку в глубине оперативного (и даже стратегического) пространства. В связи с этим он может иметь различные варианты вооружения. На пяти наружных подвесках самолет может нести вооружение максимальной массой 5400 кг (F-105B) или 7800 кг (F-105D), в частности 16 бомб (по схеме 1+4 + 6 + 4-1-1) массой от 112 до 340 кг. В бомбоотсеке, размещенном в фюзеляже для уменьшения аэродинамического сопротивления самолета и маскировки вида бомбы, можно транспортировать ядерную бомбу или дополнительный топливный бак. Самолет снабжен одной шестиствольной пушкой «Вулкан» (калибр 20 мм) с запасом снарядов 1020 шт. Пушка расположена по центру в передней нижней части фюзеляжа.

Летно-технические данные