Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

сообщить о нарушении

Текущая страница: 38 (всего у книги 42 страниц)

«Томкэт» F-14 фирмы «Грумман»-многоцелевой двухместный истребитель с изменяемой геометрией крыла-США, 1970 г.

Рис. 2.164. Многоцелевой истребитель с изменяемой геометрией крыла F-14A. а– на аэродроме; б, в-в полете.

История создания. В феврале 1968 г. военная комиссия сената США решила прекратить серийное производство самолета F-111B по причине слишком больших его размеров для использования в палубной авиации. В связи с этим был объявлен конкурс на разработку истребителя VFX, который в январе 1969 г. выиграла фирма «Грумман», представившая модель ЗОЗЕ. Лишь позже стало ясно, что еще в 1967 г. фирма приступила к разработке нового самолета (по согласованию с командованием военно-морской авиации), а объявление конкурса было простой фикцией. Контракт на строительство 12 самолетов был подписан 4.02.1969 г., а уже 21 декабря 1970 г. был совершен облет первого опытного образца. Новый самолет получил военное обозначение F-14A и традиционное для фирмы название из семейства кошек «Томкэт» («Кот»). До облета опытного образца были проведены испытания в аэродинамической трубе общей продолжительностью ~ 19 000 ч, из которых ~ 9000 ч потрачено на исследования двигателей. Во время второго полета (30.12.1970 г.) незадолго до посадки вышла из строя гидравлическая система, что послужило причиной катастрофы. Несмотря на это, работы не прекращались. Второй опытный образец был облетан в мае 1971 г. Приемо-сдаточные испытания были проведены в 1972 г., а весной 1973 г. самолет начал эксплуатироваться в летных подразделениях. До конца 1979 г. было выпущено 380 самолетов для авиации ВМС США. Первоначально планировалось строительство 710 самолетов с единичной стоимостью 11,5 млн. долл., однако в 1975 г. заказ был ограничен 386 самолетами. 5.12.1975 г. был осуществлен облет первого из 80 заказанных Ираном самолетов, поставки которому предполагалось завершить в 1980 г. (впоследствии на эти поставки было наложено эмбарго). Трудоемкость монтажа первых серийных самолетов составляла около 30000 чел.-ч, затем она снизилась до 12 500 чел.-ч (на 100-м экземпляре). В конце 1973 г. стоимость самолета составляла 13,9 млн. долл., а в 1978 г. 16,6 млн. долл.

В соответствии с тактико-техническими требованиями авиации ВМС США самолет F-14A может выполнять задания палубного истребителя-перехватчика и самолета прикрытия. Способность самолета выполнять разнообразные задания стоила ему значительного увеличения взлетной массы и массы конструкции по сравнению с предварительными оценками. В результате этого тяга примененной силовой установки оказалась на 30% меньше по сравнению с необходимой, что привело к ухудшению летных характеристик самолета. Ввиду этого, кроме базовой конструкции F-14A, была разработана модификация F-14B с более мощной двигательной установкой (опытный образец № 7). Его облет состоялся 12.09.1973 г. Предполагалось, что эта модификация будет запущена в серийное производство, начиная с самолета № 70. Однако дальнейшие работы над самолетом были прекращены по причине аннулирования программы разработки нового двигателя.

Рис. 2.165. Истребитель F-14A в полете со сложенными крыльями.

На базе самолета F-14B была спроектирована нереализованная модификация F-14C с усовершенствованной навигационной системой, позволяющей атаковать наземные цели при любых погодных условиях.

До конца марта 1978 г. разбилось 26 самолетов (из 270 эксплуатировавшихся). Установлено, что большинство аварий было вызвано низкой надежностью двигателей. После двух катастроф, которые произошли при одинаковых обстоятельствах 21 и 23 июня 1976 г., были запрещены полеты всех самолетов F-14. Было решено на первом этапе дополнительных работ модернизировать находящиеся в эксплуатации двигатели (усилить лопатки вентилятора, а сами двигатели сделать безопасными в случае отрыва лопаток). Ввиду недостаточной тяги силовой установки предполагалось, что на втором этапе двигатели TF-30 будут заменены новыми, более мощными. В конечном счете пришлось использовать на самолете двигатели из серии F401 (предназначавшиеся для самолета F-18), тяга которых была все же меньше требуемой. Эта программа усовершенствований и замены двигателей обошлась в 1,7 млрд. долл.

На базе самолета F-14A разрабатываются ударный самолет для действия по наземным целям А-14 и самолет радиопротиводействия EF-14.

F-14A отличается от других машин этого класса более мощным вооружением и увеличенным радиусом действия. Изменяемая автоматически в зависимости от скорости и высоты полета стреловидность крыла обеспечивает ему высокую маневренность. Так, в ходе учебных воздушных боев между F-14A и лучшим истребителем ВВС США F-15A первый превосходил соперника на форсированных разворотах с переходом в крутую горку. В учебных боях с самолетами F-106, F-4 и А-4 летчики, пилотирующие F-14A, использовали маневр «ножницы» – резкое торможение с выходом на большие углы атаки (при «распрямлении» крыла в процессе маневра), что приводило к проскакиванию вперед самолета-преследователя и превращению его в мишень. Однако основным преимуществом самолета перед другими, в частности F-4, является малый радиус разворота. В связи с этим F-14A считается лучшим истребителем ВМС США для выполнения задач перехвата и нанесения ударов по наземным и морским целям.

Описание самолета. «Томкэт» представляет собой построенный по классической схеме высоко– план, оснащенный крылом изменяемой геометрии, обеспечивающей изменение угла стреловидности передней кромки в диапазоне 20-68°. Для уменьшения занимаемой на авианосцах площади можно дополнительно складывать крылья под углом 75°. Изменение стреловидности во время полета осуществляется автоматически (или в соответствии с желанием пилота) в зависимости от условий. Автомат управления может быть запрограммирован на достижение максимальной скорости или максимальной подъемной силы. Скорость полного поворота консолей при переходе от минимального угла стреловидности к максимальному составляет 7°/с. Подвижные консоли крыла оснащены двухсекционными предкрылками, трехсекционными однощелевыми закрылками и четырехсекционными интерцепторами, а неподвижные части-выдвигаемыми дестабилизаторами и аэродинамическими гребнями. Предкрылки и закрылки (с углами отклонения 17 и 35° соответственно) используются во время взлета и посадки, а также при выполнении маневра (8,5 и 10°). Их отклонение возможно только при угле стреловидности, не превышающем 50°. Максимальный диапазон отклонения интерцепторов составляет 55°, однако их работа возможна до стреловидности крыла 57°. При увеличении стреловидности до 62° интерцепторы механически блокируются в положении «убрано». Дестабилизаторы (в виде небольших треугольных пластин) могут выдвигаться вперед из центропланных частей крыла автоматически в зависимости от скорости полета или вручную по командам пилота. При полетах с M › 1,4 возможно лишь автоматическое управление. Система обеспечивает линейное изменение угла выдвижения дестабилизаторов от 0 (при M = 1,0) до 15° (при M › 1,1) и от 5° (на высоте 2150 м) до 15° (на высоте 3050 м).

Управление самолетом осуществляется с помощью интерцепторов, управляемого дифференциального стабилизатора и рулей направления, расположенных на двухкилевом разнесенном вертикальном оперении, дополненном двумя подфюзеляжными килями. Горизонтальное стреловидное оперение (угол стреловидности 51 °) имеет диапазон углов отклонения + 14ч– 35°. При максимальной стреловидности крыла необходимая поперечная управляемость обеспечивается с помощью дифференциального стабилизатора. Кили (со стреловидностью 47° по передней кромке) имеют угол развала 5°. Рули направления отклоняются симметрично в обе стороны на угол ± 30°. На верхней и нижней поверхностях фюзеляжа, между плоскостями вертикального оперения, расположены два тормозных щитка. Они используются во время пикирования, пуска ракет и посадки (на этом режиме полета нижний щиток имеет ограниченный угол отклонения).

Характерной чертой самолета являются две входящие в конструкцию фюзеляжа двигательные гондолы, предопределяющие как конфигурацию, так и площадь его поперечного сечения. В конусообразной носовой части фюзеляжа находится кабина экипажа с расположенными друг за другом катапультируемыми сиденьями класса 0-0 (для пилота и штурмана). С учетом возможности одновременного катапультирования направляющие для катапультирования сиденья пилота отклонены влево, а штурмана – вправо относительно плоскости симметрии самолета. Фонарь кабины состоит из неподвижной передней и открываемой вверх-назад задней части. На самолете установлено трехстоечное шасси, аналогичное примененному на самолете «Интрудер» А-6. Все стойки шасси убираются вперед. Главные стойки, с одинарными колесами, крепятся и убираются в околофюзеляжные части крыла. Во время уборки колесо поворачивается относительно стойки, чем обеспечивается его плоское положение. Передняя стойка, со спаренными колесами, убирается в находящуюся под креслом пилота нишу.

Планер самолета рассчитан на эксплуатационную перегрузку +6,5 и обладает летным ресурсом 6000 ч. 39% массы конструкции составляют элементы из сплавов алюминия, 24%-титана, 17%-из легированной стали и 20%-из синтетических материалов. Центроплан коробчатой конструкции (для размещения топливного кессон-бака) заканчивается четырьмя проушинами крепления подвижных частей крыла. Он полностью выполнен из сплавов титана методом электронно-лучевой сварки и имеет многослойную обшивку. Поворотные консоли крыла выполнены по двухлонжеронной схеме с обшивкой из сплава титана и дюралевых стрингеров и нервюр. Конструкция килей и стабилизаторов также двухлонжеронная, но со многослойной обшивкой. Предкрылки, закрылки, интерцепторы и руль направления также имеют многослойную обшивку. Балочной конструкции фюзеляж с коваными силовыми шпангоутами выполнен из сплавов титана. На F-14A установлена многорежимная обзорно– прицельная система AN/AWG-9, которую используют оба члена экипажа. Система состоит из импульсной доплеровской РЛС поиска, обнаружения, сопровождения целей и наведения, а также инфракрасного датчика поиска и целеуказания. Система обеспечивает обнаружение истребителей на расстоянии до 160 км, а крылатых ракет-до 110 км. Она позволяет автоматически сопровождать до 24 целей на проходе при сканировании, а также захватывать маневренные цели в ближнем бою. Аппаратура обеспечивает возможность одновременного наведения шести ракет «Феникс» на шесть различных целей, находящихся на разных высотах и удалениях. ИК-датчик используется для целеуказания ракетам с инфракрасной головкой самонаведения «Супер-Сайдуиндер». Под носовой частью фюзеляжа установлены система опознавания целей ASX-1 оптоэлектронного типа и телевизионная камера, позволяющие осуществлять визуальное распознавание целей на дальности более 8 км.

Рис. 2.166. Проекции многоцелевого истребителя с изменяемой геометрией крыла «Томкэт» F-14.

Двигательная установка. Опытные образцы (за исключением № 7) и серийные самолеты оснащались двумя двухвальными турбовентиляторными двигателями TF-30-P-412A фирмы «Пратт-Уитни» с усовершенствованной системой дожигания (по сравнению с модификацией двигателей, устанавливаемых на F-111 и дозвуковом самолете «Корсар» II А-7), обеспечивающей тягу 88,90 кН (9070 кГ). На самолетах F-14B использовались двигатели той же фирмы F401-PW-400 общей тягой на форсаже 249,97 кН (25 490 кГ), представляющие собой усовершенствованный вариант двигателя F100-PW-100, устанавливаемого на самолете F-15. Прямоугольного сечения боковые воздухозаборники регулируются с помощью подвижных рамп и перепускных створок, управляемых гидроприводом. Топливо размещается в баках поворотных и центропланных частей крыла, а также в центральной и хвостовой частях фюзеляжа. Самолет оснащен оборудованием для дозаправки в полете и подфюзеляжными узлами подвески, к которым могут крепиться два дополнительных бака.

Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из шестиствольной пушки «Вулкан» М61-А1 калибра 20 мм, расположенной в передней части фюзеляжа (боезапас 675 снарядов). На двенадцати наружных подвесках самолет может нести ракеты класса воздух-поверхность AGM-53A «Кондор» и AGM-65 «Мейверик», блоки НУ PC «Зуни», ракеты класса воздух-воздух «Сперроу», «Феникс» и «Сайдуиндер», управляемые (GBU-15) и неуправляемые бомбы (включая ядерные) и контейнеры аппаратуры лазерного и телевизионного наведения общей массой 6577 кг.

Летно-технические данные F-14A

Размах крыла (макс./мин.), м 19,45/11,64

Длина, м 18,89

Высота, м 4,88

Площадь несущей поверхности (мин./макс.), м2 59,3 1)

[Закрыть] /72,5

Масса пустого самолета, кг 18100

Взлетная масса (ном./макс.), кг 24300/33 724

Максимальная посадочная масса, кг 23 510

Грузоподъемность, кг 6577

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), кг 7348/1724

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 448/569

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,37/1,90

Максимальное число Маха 2,40

Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2550

Скорость у земли, км/ч 1470

Скорость посадки/взлета, км/ч 222/185

Вертикальная скорость, м/с 160

Практический потолок, м 21 000

Дальность (ном./макс. с грузом 3300 кг), км 1754/2140

Длина разбега, м 366

Длина пробега, м 488

1) Ориентировочно, в некоторых источниках приводится величина 52,49 м2 .

«Мираж» G.8 фирмы «Дассо» – многоцелевой одноместный (двухместный) истребитель с изменяемой геометрией крыла – Франция, 1971 г.

Рис. 2.167. Опытный образец истребителя «Мираж» G.8.

История создания. После анализа результатов испытаний и эксплуатации однодвигательного опытного образца «Мираж» G, а также серийных самолетов F-111 представители ВВС Франции выступили в 1968 г. с предложением разработки двухдвигательного варианта. Эта модификация получила наименование «Мираж» G4. После разработки эскизного проекта и проведения массового анализа оказалось, что взлетная масса самолета будет составлять ~ 27 000 кг. Поскольку такая масса оказалась слишком большой для палубной авиации, то проект был подвергнут значительной переработке. При этом было запланировано изготовить два опытных образца: прототип двухместного истребителя– бомбардировщика (для выполнения заданий на малых высотах) и прототип одноместного истребите ля-перехватчика. 8 мая 1971 г. был совершен облет первого (двухместного) опытного образца, обозначенного «Мираж» G.8.01, с взлетной массой ~ 20 000 кг. Облет второго опытного образца G.8.02 состоялся 13 июля 1972 г.

Программа летных испытаний первого образца была завершена в середине 1973 г. после выполнения 220 полетов. Во время испытаний стреловидность крыла последовательно изменялась в диапазоне 23-55-73°. На малой высоте была достигнута максимальная скорость 1390 км/ч, а на большой-? = 2,2. Максимальный потолок составил 20000 м. Испытания одноместного опытного образца продолжались и в 1974 г. 13 июля 1973 г. на нем была достигнута максимальная скорость ? = 2,34 (на высоте 15000 м).

При планировании опытно-конструкторских работ предполагалось, что серийное производство самолетов G.8 развернется в конце 70-х годов и что они будут приняты на вооружение вместо самолетов «Мираж» IIIC и IIIE.

В 1974 г. фирма «Дассо» свернула работы над самолетами с изменяемой геометрией крыла, придя к выводу, что приемлемые летные характеристики при малых скоростях могут быть достигнуты значительно более простыми и дешевыми средствами. Приобретенный опыт был использован при разработке перспективного боевого самолета «Сюпер-Мираж» ACF (Avion de Combat Futur, первоначальное обозначение «Мираж» G84), общая схема которого соответствует самолету «Мираж» G8 с неподвижным крылом, имеющим угол стреловидности 55°. Модель этого самолета, разрабатывавшегося в вариантах одноместного истребителя-бомбардировщика и двухместного самолета-разведчика дальнего проникновения с максимальной скоростью M = 2,5, была показана в 1973 г. на Парижском авиационном салоне. В 1974 г. от концепции этого самолета отказались и приступили к работам над самолетом «Мираж» 2000.

Согласно опубликованным фирмой в начале 70-х годов данным, применение в сверхзвуковом самолете крыла изменяемой геометрии не было связано с большими техническими трудностями, однако это привело к удорожанию самолета на 10% и увеличению его взлетной массы на 3% по сравнению со стоимостью и массой обычного самолета аналогичного назначения.

Описание самолета. По сравнению с самолетом «Мираж» G опытные образцы G8.01 и G8.02 отличались большими габаритами, диапазоном изменения угла стреловидности, одноместной кабиной экипажа, спаренными колесами передней стойки шасси, усовершенствованным электротехническим оборудованием, использованием двухдвигательной силовой установки и способностью нести разнообразное вооружение. Максимальный размах крыла самолета увеличился на 3,25 м, а минимальный-на 1,92 м (при изменении угла стреловидности по передней кромке с 20^70 до 23-73°). Длина самолета увеличилась на 2,98, а высота-на 0,45 м. Возросшие габариты самолета и использование двухдвигательной силовой установки привели к увеличению взлетной массы самолета на 5800 кг.

Двигательная установка. На опытных образцах G8 использовались два турбореактивных двигателя «Атар» 09К-50 фирмы SNECMA тягой 49,03 кН (5000 кГ) без форсирования и 70,60 кН (7200 кГ) с форсированием каждый, т. е. двигатели, устанавливавшиеся на истребителе «Мираж» F.1C. Самолет G8 проектировался таким образом, что в будущем на нем можно было устанавливать более совершенные турбовентиляторные двигатели М-53 фирмы SNECMA, которые позднее стали использоваться на самолете «Мираж» F.1E.

Рис. 2.168. Проекции многоцелевого истребителя с изменяемой геометрией крыла «Мираж» G.8-01.

Рис. 2.169. Истребители «Мираж» G.8 в групповом полете.

Летно-технические данные

Размах крыла (макс./мин.), м 15,25/8,92

Длина, м 19,78

Высота, м 5,80

Площадь несущей поверхности (макс./мин.), м2 33,5/41,0 1)

[Закрыть]

Взлетная масса (ном./макс.), кг 21000/23 800

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 627/710

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,49/1,68

Максимальное число Маха 2,5

Максимальная скорость у земли, км/ч 1430

Вертикальная скорость, м/с 233

Посадочная скорость, км/ч 197

Длина разбега, м 400

Длина пробега, м 450

Потолок, м 20000

1) Ориентировочная величина.Некоторые источники приводят значение 37,0 м 2 .

T-2/F-2 фирмы «Мицубиси»-многоцелевой двухместный самолет (учебно-тренировочный и истребитель-бомбардировщик)-Япония, 1971 г.

Рис. 2.170. Самолет Т-2 во время взлета.

История создания. Период послевоенного застоя в авиационной промышленности Японии закончился в 1955 г., когда было организовано лицензионное производство самолетов (в частности, сверхзвуковых F-104J, F-104DJ и F-4EJ) и вертолетов США. В 1958 г. был произведен облет первого самолета собственной конструкции -учебно-тренировочного с реактивным двигателем– «Фудзи» Т-1. Позднее появились двухмоторные винтовые самолеты NAMCYS-11 (пассажирский, 1962 г.) и MU-2 (служебный, 1963 г.), четырехмоторная летающая лодка «Шин-Мейва» PS-1 (для уничтожения подводных лодок, 1967 г.) и самолет с ракетной силовой установкой NAMC С-1 (транспортный, 1970 г.). В 1967 г. было признано возможным и целесообразным приступить к разработке собственного боевого самолета, который, начиная с 1975 г., придет на смену учебно-тренировочным самолетам «Фудзи» Т-1, Т-33 фирмы «Локхид» и истребителям-бомбардировщикам «Сейбр» F-86F фирмы «Норт Америкен». Таким образом, новый самолет следовало разрабатывать как многоцелевой: учебно-тренировочный (в первом варианте) и истребитель– бомбардировщик (во втором варианте). Заказ на разработку самолета фирма «Мицубиси» получила в августе 1967 г.

13 октября 1968 г. было начато строительство металлического макета, в марте 1971 г. начались статические испытания планера, а в апреле было закончено строительство первого опытного образца. Разработанный под руководством К. Икеда самолет получил обозначение ХТ-2 и после проведения наземных испытаний был облетан 20 июля 1971 г. Облет второго опытного образца состоялся 2.12.1971 г.

В соответствии с планами командования ВВС Японии строительство первых предсерийных самолетов должно было начаться во второй половине 1972 г., однако в 1972 г. приступили лишь к эксплуатационным испытаниям первых двух опытных образцов в воздушных подразделениях. Они были завершены в марте 1974 г., после чего до января 1975 г. проводились ресурсные прочностные испытания. Затянувшиеся испытательные работы привели к тому, что первый серийный самолет Т-2 был выпущен в марте 1975 г. Планировалось строительство 59 учебно-тренировочных самолетов (30 самолетов Т-2 для технической и 29 T2-2A для боевой подготовки летчиков), 2 опытных образца одноместных истребителей-бомбардировщиков FS-T2-KAI (предназначаемых для замены самолетов F-86F), облет которых был осуществлен в июне 1975 г., и 68 самолетов F-1. Облет первого серийного самолета состоялся в июне 1977 г. Внешний вид самолета и его очертания напоминают англо-французский «Ягуар».

Описание самолета. Самолет Т-2 представляет собой двухместный, двух двигательный высоко– план с крылом переменной стреловидности по передней кромке (68° в корневых и 42° в остальных частях), отрицательным углом поперечного V, равным 9°, и геометрическим уступом передней кромки. Самолет предназначен для полетов с большими скоростями, поэтому для поперечного управления используются только двухсекционные интерцепторы. Отказ от элеронов позволил разместить закрылки почти по всему размаху. Благодаря этому комбинация интерцепторов, предкрылков и закрылков (предкрылки и закрылки выдвигаются одновременно, что существенно увеличивает подъемную силу крыла) обеспечивает самолету хорошие взлетно– посадочные характеристики. Фюзеляж выполнен в соответствии с правилом площадей, а его нижняя поверхность отвечает требованиям, предъявляемым к так называемым несущим фюзеляжам. Двухместная кабина экипажа (с местами «тандем») имеет секционированный, отдельный для каждого члена экипажа фонарь, открываемый вверх-назад. Для обеспечения монтажа и демонтажа двигателей задняя часть фюзеляжа выполнена разъемной. В его нижней части расположены два подфюзеляжных киля, способствующие увеличению путевой устойчивости самолета. На нижней поверхности центральной части фюзеляжа имеются два тормозных щитка. Управляемый стабилизатор установлен с отрицательным углом поперечного V, равным 15°. Классическое вертикальное оперение большой площади снабжено рулем направления. Трехстоечное шасси крепится к фюзеляжу и оснащено одинарными колесами с такими же пневматиками, как и у самолета F-104J (с давлением 1,22 МПа на главных стойках). Главные стойки после поворота на 90° убираются вперед, в фюзеляж, а передняя стойка – назад.

Двигательная установка. Силовая установка самолета состоит из двух турбовентиляторных двигателей R.B. 172/2.260-50 «Адур» фирм «Роллс-Ройс» и «Тюрбомека» статической тягой 20,95 кН без форсирования и 31,77 кН (3240 кГ) с форсированием каждый, выпускаемых по лицензии фирмой «Исикавадзима». Топливо находится в семи баках (общей емкостью 3823 л), размещенных в фюзеляже, между воздушными каналами двигателей. Под фюзеляжем имеется замок, на который может подвешиваться дополнительный топливный бак емкостью 900 л.

Рис. 2.171. Проекции многоцелевого самолета Т-2.

Вооружение. Вооружение самолета состоит из скорострельной пушки «Вулкан» М61А-1 калибра 20 мм, установленной в левой нижней части фюзеляжа (перед воздухозаборником), и ракет с ИК-системой самонаведения, подвешиваемых на концах крыла. На самолете имеются пять узлов внешних подвесок, на которых он (в модификации штурмовика) может нести 8-12 бомб (массой 225 кг каждая), 2-4 ракеты и контейнеры НУРС.

Летно-технические данные Т-2

Размах крыла, м 7,88

Длина, м 17,85

Высота, м 4,39

Площадь несущей поверхности, м2 21,18

Масса пустого самолета 1)

[Закрыть] , кг 6197

Максимальная взлетная масса 1)

[Закрыть] , кг 9675

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), л 3823/2500

Максимальная удельная нагрузка на крыло 1)

[Закрыть], кг/м2 457

Отношение массы самолета к форсажной тяге 1)

[Закрыть], кг/даН 1,49

Максимальное число Маха 1,6

Максимальная скорость на высоте 11 000 м, км/ч 1700

Вертикальная скорость, м/с 178

Время подъема на высоту 11000 м (модификация F-1), мин 2

Практический потолок, м 15240

Максимальная дальность, км 2870

Радиус действия (F-1), км 555

Длина разбега (F-1), м 1280

Взлетная дистанция при максимальной массе, м 1525

1) У модификации F-1 эти параметры имеют следующие (соответственно) значения: 6358 кг; 13 674 кг; 643 кг/м2 ; 2,10 кг/даН.