Текст книги "Европейские самолеты вертикального взлета"

Автор книги: Евгений Ружицкий

сообщить о нарушении

Текущая страница: 2 (всего у книги 11 страниц)

Xoyкep-Сиддли Р.1127

Опытный вертикально взлетающий истребитель– бомбардировщик

Разработка семейства СВВП «Харриер» с одним подъемно-маршевым двигателем с отклоняемым вектором тяги началась в 1957 г., когда фирма «Хоукер-Сидд– ли» предложил а ВВС проект СВВП для использования его в качестве легкого штурмовика. Разработка СВВП велась под руководством главного конструктора фирмы «Хоукер-Сиддли» Сиднея Камма при активном участии фирмы «Бристоль Аэро Энджинз», которая предложила разработать для самолета подъемно– маршевый двигатель с двумя поворотными соплами BE.48 (схема вертикально взлетающего самолета с одним подъемно-маршевым двигателем с поворотными соплами была предложена за рубежом в 1956 г. французским авиаконструктором Мишелем Вибо).

Программа СВВП «Харриер» стала самой большой по числу построенных самолетов и по размаху научно– исследовательских и опытно-конструкторских работ. Разработка ее была связана не только с многими успехами, но и многими неудачами и потерями в авариях и катастрофах, как это часто бывает при развитии новых видов авиационной техники.

Принципиальная схема СВВП с подъемно-маршевым ТРДД с поворотными соплами

Первый экспериментальный СВВП Хоукер-Сиддли Р.1127 с ТРДД ВЕ.53 «Пегас» 2 с взлетной тягой 5200 кг

Вертикальный взлет второго экспериментального СВВП R1127

В первом проекте СВВП, получивший обозначение Р.1127, был двухместным, с одним ТРДД BE.52/53, имевшим два поворотных сопла. Осенью 1957 г. конфигурация СВВП была пересмотрена: самолет стал одноместным и для него был разработан новый вариант ТРДД BE.53 «Пегас» с четырьмя поворотными соплами.

В 1958 г. фирма «Хоукер-Сиддли» обратилась к правительству за финансовой поддержкой. Этому в значительной степени способствовало то, что требования к проекту СВВП Р. 1127 совпадали с требованиями НАТО MBR-3 (Military Basic Requirements) к легкому ударно-разведывательному вертикально взлетающему самолету, предлагавшемуся для замены итальянских самолетов Фиат G.91, состоящих на вооружении ВВС ряда стран НАТО. Интерес к проекту проявило также американское управление по обеспечению совместных программ разработки вооружения, которое оказало помощь в разработке двигателя BE.53. В июне 1958 г. с фирмами «Хоукер– Сиддли» и «Бристоль Аэро Энджинз», переименованной позже в «Бристоль Сиддли», было подписано соглашение о финансировании разработки и производства малой серии двигателей BE.53, причем США взяли на себя 75% общих затрат. Стендовые испытания опытного двигателя BE.53 «Пегас» 1 начались в сентябре 1959 г., и вскоре была достигнута тяга 4990 кг.

Одновременно продолжалась разработка СВВП Р. 1127, конфигурация которого еще раз была изменена. Фирма «Хоукер-Сиддли» изготовила несколько моделей самолета Р. 1127 (в масштабе 0,166) и передала их для испытаний в аэродинамической трубе в НИЦ им. Лэнгли NACA. Испытания проводились на всех режимах полета, а в феврале 1960 г. были впервые проведены испытания модели, соответствующие полету самолета по полному профилю (вертикальный взлет, переходный режим и вертикальная посадка).

Проектирование опытного СВВП Р. И27 было начато в 1958 г. под руководством ведущего конструктора Ральфа Хупера. В 1960 г. министерство авиации Великобритании заключило контракт на постройку двух, а позже еще четырех опытных СВВП для проведения оценочных испытаний в ВВС и флоте.

Первый опытный СВВП Р. 1127 был построен в июле 1960 г. с использованием опыта разработки и производства истребителя «Хан– тер», однако отличался от него усовершенствованной и облегченной конструкцией планера, относительная масса которого была уменьшена до 24% по сравнению с 33% у «Хантера». Первый полет СВВП Р. 1127 состоялся в лет– но-исследовательском центре фирмы «Хоукер-Сиддли» в Дансфилде 21 октября 1960 г. на привязи на высоте 0,5 м (первоначально установленный на самолете ТРДД Бри– столь-Сидлди ВЕ.53 «Пегас» 2 имел тягу 5 200 кгс), затем был выполнен ряд вертикальных взлетов и посадок,а 13 марта 1961 г. ведущим лет– чиком-испытателем фирмы «Хоукер» Биллом Бедфордом был совершен первый переход от вертикального взлета к горизонтальному полету. В 1962 г. на самолете был установлен новый двигатель «Пегас» 3 тягой 5900 кгс и летные испытания были продолжены, в феврале 1962 г. были совершены посадки самолета на палубу авианосца «Арк Ройял».

Позднее, в 1963 г., самолет демонстрировался на Парижской авиационной выставке, где совершил ряд полетов, однако в одном из полетов на режиме висения на высоте 9 м резко спикировал из-за самопроизвольного поворота сопел назад и был серьезно поврежден при посадке, летчик не пострадал.

Второй опытный самолет совершил первый полет 7 июля и первый переход 12 сентября 1961 г., в одном из полетов была достигнута скорость 998 км/ч на высоте 12 км, соответствующая числу М= 1,02, и максимальная перегрузка 6д; 14 декабря 1961 г. самолет потерпел аварию в полете на высоте 2400 м из-за отрыва левого переднего сопла ТРДД и разбился. Летчик Б. Бедфорд не смог выправить неуправляемый крен и катапультировался на высоте 60 м., чудом оставшись живым.

Третий опытный самолет совершил первый полет 5 апреля 1962 г., а в ноябре 1962 г. потерпел аварию из-за потери тяги двигателя при взлете. При посадке самолет был поврежден (летчик-испытатель X. Меревезен).

Четвертый самолет совершил первый полет 12 июля 1962 г. (летчики-испытатели Д. Симпсон и Д. Локспейсер). Особенностью его конструкции было использование резиновых надувных носков воздухозаборников. В сентябре 1962 г. четвертый и второй самолеты демонстрировались на авиационной выставке в Фарнборо, совершая вертикальный взлет и посадку и парный полет.

Пятый самолет совершил первый полет 24 февраля 1963 г., он имел улучшенные обводы фюзеляжа, обтекатели подкрыльных опор, стабилизатор с обратным поперечным V, был снабжен ТРДД, «Пегас» с тягой 6000 кгс.

Шестой самолет совершил первый полет 13 февраля 1964 г., был снабжен ТРДД «Пегас» 5 с увеличенной тягой – до 6180 кгс, имел удлиненный фюзеляж, стреловидное крыло большего размаха, воздушные тормоза, тормозной парашют. Пятый и шестой самолеты существенно отличались от первых четырех по конструкции, ставшей в дальнейшем характерной для всего семейства СВВП «Харриер» фирмы «Хоукер-С иддди ».

В 1961 г. была заказана вторая партия из девяти опытных самолетов Р. 1127 для проведения оценочных испытаний по совместной программе ВВС Великобритании, США и ФРГ. Первый из этих самолетов совершил первый полет 7 марта 1964 г., а в декабре 1964 г. была закончена постройка всех девяти опытных самолетов, получивших обозначение для ВВС Англии F (GA) Mk.I и название «Кестрел» в переводе на русский сокол-пустельга.

Весной 1962 г. между правительствами Великобритании, США и ФРГ было подписано соглашение о формировании многонациональных эскадрилий в соответствии с требованиями FGA.236, выработанными в НАТО. В результате была образована первая опытная эскадрилья из девяти самолетов «Кестрел», основное отличие которых от первых опытных самолетов состояло в использовании ТРДД «Пегас» 5 с тягой 6895 кг. В течение 1965 г. построенные девять СВВП «Кестрел» налетали 600 ч, выполняя различные боевые задачи, а к началу 1966 г. все 15 опытных самолетов налетали около 1000 ч. В 1966 г. шесть СВВП были временно переданы корпусу морской пехоты США, где под обозначением XV-6A прошли летные и эксплуатационные испытания. В 1966 г. ВВС Великобритании приняли решение на основе самолета «Кестрел» разработать усовершенствованный вариант «Харриер», который должен был использоваться в качестве самолета непосредственной поддержки войск (см. следующее описание).

Проект сверхзвукового вертикально взлетающего истребителя R1154

В 1961 г. фирма «Хоукер-Сиддли» под руководством конструкторов Ральфа Хупера и Джона Фозар– да начала исследования сверхзвуковых СВВП Р.1150 и Р. 1154 со скоростью, соответствующей числам М= 1,5– 1,7. Предпочтение было отдано проекту Р. 1154, на котором предполагалось установить подъемно-мар– шевый двигатель Бристоль Сиддли BS100 с тягой 14 000 кг на форсажном режиме: небольшие форсажные камеры должны были использоваться на задних поворотных соплах. Был построен макет самолета Р.1154, самолет должен был нести 900 кг вооружения (в основном ракетного) и иметь боевой радиус 460 км. На самолет предполагалось установить самое современные для того времени радиоэлектронное оборудование и навигационные системы, включая бортовые мини-ЭВМ.

В 1962 г. на заседании начальников штабов вооруженных сил стран – членов НАТО в Париже проект самолета Р. 1154 был рассмотрен и получил одобрение. По предварительной оценке, финансовые затраты на его разработку составили бы почти 750 млн. фунтов стерлингов. Было предложено разработать два варианта самолета: одноместный ударный маловысотный самолет (с возможностью использования в качестве перехватчика) для английских ВВС и двухместный всепогодный палубный перехватчик для ВМС. Однако вскоре ВМС Великобритании отдали предпочтении закупке палубных самолетов Макдоннелл-Дуглас F-4K «Фантом» и отказались от участия в финансировании проекта Р.1154. Затем возникли сложности с разработкой двигателя BS100 и, наконец, в октябре 1964 г., когда к власти в Великобритании пришла лейбористская партия, было произведено существенное сокращение военных программ, в число которых попал проект СВВП Р.1154.

Конструкция

Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан со стреловидным крылом, одним ТРДД с поворачивающимися соплами и велосипедным шасси.

Фюзеляж полумонококовой конструкции выполнен из легких сплавов. В носовой части фюзеляжа расположена одноместная кабина летчика. Остекление кабины обеспечивает хороший обзор. В кабине установлено катапультное кресло фирмы «Мартин-Бей– кер» 6НА с ракетными двигателями, обеспечивающее возможность катапультирования при нулевой скорости и нулевой высоте полета.

Крыло высокорасположенное, с отрицательным поперечным V, стреловидностью 35° по передней кромке и большим сужением (2:1), относительное удлинение 3,34, задняя кромка прямая у первых опытных самолетов. Крыло снабжено элеронами и закрылками. На пятом и шестом опытных самолетах установлено стреловидное крыло с увеличенным размахом и большей площади, использованное затем на СВВП «Харриер».

Оперение стреловидное, однокилевое, с управляемым стабилизатором. Хвостовые секции поверхностей управления выполнены из обшивки с сотовым заполнителем. Стабилизатор имеет отрицательный угол поперечного V, равный -14°.

Шасси велосипедное, убирающееся, разработано фирмой «Даути». Основная опора шасси имеет два колеса, носовая опора с самоориентирующимся колесом снабжена системой управления при рулежке. На концах крыла имеются дополнительные опорные стойки, убирающиеся в полете.

Силовая установка состоит из одного подъемно– маршевого ТРДД, Бристоль– Сиддли BS.53 «Пегас», установленного в фюзеляже. Изменение направления вектора тяги осуществляется двумя парами поворотных стальных сопл, расположенных по бокам фюзеляжа. Поток воздуха за вентилятором разделяется; большая часть его вытекает через переднюю пару сопла – оставшаяся часть проходит через камеру сгорания и за турбиной вытекает через заднюю пару сопл. Сопла поворачиваются на 100° с помощью механической системы, включающей гидроусилители и цепную передачу. Для уменьшения эрозии почвы и предотвращения засасывания горячих газов запуск двигателя производится при отклоненных назад соплах. Компрессор и двухступенчатый вентилятор вращаются в противоположные стороны для устранения влияния гироскопического эффекта на режиме висения.

Воздухозаборники регулируемые, изменяемой геометрии, снабжены надувными резиновыми носками, заполняющимися воздухом при малых скоростях полета, когда площадь входного сечения должна быть большой, а кромки скругленными.

Топливо размещается в крыльевых и фюзеляжных топливных баках. Возможна установка подвесных топливных баков на подкрыльных пилонах.

Управление самолетом осуществляется при помощи обычных рулевых поверхностей на самолетных режимах полета и при помощи газодинамической системы управления с реактивными соплами, расположенными в носовой и хвостовой частях фюзеляжа и на концах крыла. При вертикальном взлете и посадке при отклонении поворотных сопл ТРДД автоматически осуществляется подача воздуха к реактивным соплам для обеспечения управления самолетом при вертикальном взлете и посадке и переходном режиме полета.

В кабине летчика помимо обычной ручки управления и рулевых педалей имеется рычаг управления поворотом сопл двигателей, расположенный рядом с рычагом управления подъемно-маршевым двигателем.

Переход от режима висения к горизонтальному полету осуществляется перемещением вперед рычага поворота сопл при полностью открытом дросселе. При этом увеличивается скорость полета. Уменьшение вертикальной составляющей тяги (вследствие отклонения вектора тяги вперед) компенсируется увеличением аэродинамической подъемной силы крыла. При переходе не нарушается устойчивость и управляемость самолета, сохраняется продольная балансировка, и траектория полета остается почти горизонтальной.

Для перехода от горизонтального полета к висению двигатель переводится на режим малого газа, а сопла поворачиваются немного вперед, обеспечивая торможение самолета. По мере уменьшения скорости полета подъемная сила крыла уменьшается, поэтому летчик постепенно увеличивает вертикальную тягу ТРДД. Снижение самолета производится с небольшой скоростью. Гидравлическая система управления была разработана специально для СВВП фирмой «Фейри» и обеспечивала управление элеронами и рулями, в систему управления которых был включен упрощенный одно– канальный автопилот.

Оборудование кабины летчика было выполнено таким же, как на истребителе Хоукер-Сиддли «Хантер»; основным отличием являлась установка рычага управления поворотом сопл подъемно-маршевого двигателя рядом с РУД.

Вооружение на опытных СВВП не использовалось, на первых четырех самолетах крыло не имело узлов подвески, на пятом и шестом самолетах с новым крылом предусматривалась установка узлов подвески вооружения и прицела фирмы «Ферранти».

Характеристика СВВП Р. 1127

Размеры:

размах крыла 7,42 м

длина самолета 12,55 м

высота самолета 3,12м

площадь крыла 17 м^

Двигатель: 1 ТРДД Бристоль-Сиддли

BS53 «Пегас» 5

максимальная тяга 8165 кгс

тяговооруженность

при вертикальном взлете 1,11

Массы и нагрузки:

взлетная 7335 кг

удельная нагрузка на крыло 430 кг/м^

Летные данные не опубликованы

Хоукер– Сиддл и/Бритиш Аэроспейс «Харриер» GR.Mk.3

Вертикально взлетающий истребитель– бомбардировщик и разведчик

Вертикально взлетающий или с малой длиной разбега истребитель-бомбардировщик и разведчик Бритиш Аэроспейс «Харриер» GR.Mk.3 является развитием опытных самолетов Хоукер-Сиддли Р. 1127 и «Кестрел» и с 1969 г. состоит на вооружении ВВС Анг лии, став первым боевым СВВП за рубежом. СВВП «Харриер» GR.Mk.3 предназначен для поддержки наземных войск и фронтовой разведки, разработан как система оружия и приспособлен для автономных боевых действий в условиях рассредоточения. В 1966 г. ВВС Англии заказали первую партию из 78 одноместных истребителей-бомбардировщиков «Харриер» GR.Mk.I и 13 двухместных учебно-тренировочных самолетов «Харриер» Т.Мк.2, на базе которых был создан ряд модификаций.

Разработка СВВП «Харриер» (в переводе «Лунь») была начата в 1965 г. в соответствии с требованиями ВВС Англии, учитывающими опыт разработки опытного самолета «Кестрел» и проекта сверхзвукового истребителя-бомбардировщи– ка Р.1154. Требования предусматривали обеспечение высоких летных характеристик, не уступающих характеристикам обычных истребителей-бомбардировщиков, предназначенных для атаки наземных целей при непосредственной поддержке войск, в сочетании с максимальной независимостью от аэродромов. Последнее требование предусматривало как обязательное условие использование вертикального взлета или взлета с малой длиной разбега, а также применение шасси, обеспечивающего эксплуатацию с неподготовленных площадок и обслуживание собственными силами.

Для обеспечения эффективной эксплуатации СВВП «Харриер» было важно, чтобы дополнительные расходы, связанные с обеспечением вертикального взлета или взлета с малой длиной разбега, были приемлемыми. Поскольку мерой успеха боевого вылета является боевая эффективность, определяемая весом боевой нагрузки и точностью ее доставки, ставилась цель, чтобы в этом отношении СВВП «Харриер» не только не уступал обычным самолетам, но и имел перед ними преимущества. По сравнению с обычными самолетами СВВП «Харриер» может:

• рассредоточиваться на элементарно подготовленных взлетно-посадочных площадках вблизи районов боевых действий, что уменьшает поражаемость и сокращает время нанесения ответного удара;

• обеспечивать быстрые ответные действия, выполняя операции по поддержке наземных войск в районах боевых действий;

• доставлять большее количество вооружения за летный час при выполнении заданий по непосредственной поддержке.

Вертикально взлетающий истребитель и разведчик Бритиш Аэроспейс «Харриер» GR.Mk.1, базирующийся на грунтовой ВПП

Первый предсерийный СВВП «Харриер» GR.Mk.I совершил первый полет 31 августа 1966 г., первый серийный СВВП был построен в октябре 1967г., а первый полет состоялся 28 декабря 1967 г. В апреле 1969 г. в ВВС Англии была сформирована первая эскадрилья из 12 самолетов «Харриер» и началась их эксплуатация.

Всего фирмами «Бритиш Аэроспейс» и «Макдоннелл-Дуглас» были построены 351 СВВП «Харриер» и «Си Харриер» всех модификаций, а затем еще 395 СВВП «Харриер» II, состоящих на вооружении ВВС и ВМС Великобритании, корпуса морской пехоты США и ВМС Испании, Италии и Индии, хотя первоначально предполагалось, что будет построено около 2000 СВВП для замены самолетов «Хантер». Это было вызвано тем, что СВВП «Харриер» имели переразмеренную силовую установку массой 1600 кг. Несмотря на использование облегченной конструкции, относительная масса конструкции составляла 71%, а вся полезная нагрузка только 29%, что значительно ограничивало массу боевой нагрузки и боевой радиус.

В январе 1971 г. на СВВП «Харриер» GR.Mk.I А, пилотируемом командиром эскадрильи Т. Леки-Томпсо– ном, были установлены мировые рекорды в классе «VTOL»: после вертикального взлета самолет достиг высоты 9000 м за 1 мин 44,7 с и 12 000 м за 2 мин 22,7 с, был также установлен мировой рекорд высоты 14 040 м.

Производились следующие модификации:

«Харриер» GR.Mk.I с ТРДД «Пегас» 6 Мк. 1 (взлетная тяга 8620 кг), выпускались серийно в декабре 1967 – 1971 гг. для ВВС Великобритании, было построено шесть предсерийных и 78 серийных самолетов, позднее 50 самолетов были модифицированы в вариант GR.Mk.3;

Усовершенствованный СВВП «Харриер» GR.Mk.3

«Харриер» GR.Mk.3 усовершенствованный вариант GR.Mk.I с TP АД «Пегас» 6 Мк.102 (взлетная тяга 9070 кгс) выпускался серийно с января 1967 г. Всего было построено 120 самолетов «Харриер» GR.Mk.I и Мк.З для ВВС Великобритании;

«Харриер» Т.Мк.2 – двухместный учебно-трени– ровочный вариант с ТРДД «Пегас» 6 Мк.101, имеет удлиненный на 3,12 м фюзеляж. Первый полет состоялся в апреле 1969 г.;

«Харриер» Т.Мк.2А – вариант самолета Т.Мк.2 с ТРДД «Пегас» 6 Мк.102. Самолеты Т.Мк.2 и Т.Мк.2А выпускались серийно в 1969– 1972 гг. Всего было построено два предсерийных и 12 серийных СВВП для ВВС Великобритании, из которых 10 были позднее модифицированы в вариант Т.Мк.4;

«Харриер» Т.Мк.4 – двухместный учебно-тренировочный самолет с ТРДД «Пегас» 11 Мк. 103 (взлетная тяга 9750 кгс);

«Харриер» Мк.52 – двухместный самолет для демонстрационных полетов, подобен «Харриер» Т.Мк.4, построен в одном экземпляре;

AV-8A «Харриер» Мк.50 – вариант GR.Mk.3 для корпуса морской пехоты США. Первый серийный СВВП был построен в ноябре 1970 г. Поставлено 102 самолета, из которых 47 были модифицированы в усовершенствованный вариант AV-8C;

TAV-8A «Харриер» Мк.54 – двухместный учебно-тренировочный вариант корпуса морской пехоты США;

«Си Харриер» FRS.Mk.I – палубный СВВП для ВМС Великобритании, совершил первый полет 20 августа 1976 г., на вооружении с сентября 1979 г., поставлено 73 СВВП FRS.l Mk. 1 и Мк.2 для ВМС Великобритании, включая 4 двухместных учебно-тренировочных T.Mk.4N. СВВП «Си Харриер» FRS.1 базируются на трех авианесущих кораблях типа «Инвинсибл», на каждом из них размещается 5 СВВП FRS.1 и 9 вертолетов ПЛО «Си Кинг» (в военное время число СВВП может быть увеличено до 12-15). Для улучшения взлетных характеристик самолета и увеличения боевой нагрузки при взлете с корабля применяется короткий разбег с использованием трамплина «Ски Джамп» (с углом наклона 7-12°);

Посадка СВВП «Харриер» TAV-8A на палубу авианосца

AV-8S «Матадор» – вариант для ВМС Испании. Построено 12 самолетов «Харриер» Мк.50 (включая два двухместных TAV-8S), заказано еще 8, базируются на авианосцах «Дедало» и «Принсипе Астуриас»;

FRS.Mk.51 – палубный СВВП для ВМС Индии, заказавших 23 самолета, включая два двухместных Т.Мк.60. Поставленные СВВП базируются на авианосце «Викрант» и вертолетоносце «Гермес».

«Харриер» GR.Mk.5 – развитие самолетов GR.Mk.I и 3 с ТРДД «Пегас» Мк.105 с тягой 9750 кгс и усовершенствованным оборудованием, производился также для КМП США под обозначением AV-8B (см. «Международные программы»);

Двухместный тренировочный СВВП «Харриер» Т.Мк.2 при взлете с рампы «Ски Джамп»

Конструкция

Самолет выполнен по схеме моноплана с одним подъемно-маршевым ТРДД и велосипедным шасси. Является развитием опытных СВВП Р. 1127 и «Кестрел».

Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок. Силовой набор изготовлен из алюминиевых сплавов, стали и титана. Кабина экипажа одноместная, герметизирована, на учебно-тренировочных вариантах – двухместная. Катапультное кресло Мартин-Бейкср 9А Мк.2 обеспечивает покидание самолета на земле или в полете на режиме висения; возможно катапультирование сквозь остекление фонаря толщиной 8 мм. На самолетах AV-8S установлены катапультные кресла Стенсел SIIIS-3.

Крыло стреловидное кессонного типа, имеет три лонжерона и фрезерованную обшивку, на носке имеются запилы. Крыло имеет также два небольших аэродинамических гребня и 24 турбулизатора. Угол поперечного V= – 12°, угол установки 1°45'. Относительное удлинение крыла 3,175, сужение 0,336. Угол стреловидности по передней кромке 40°, по линии 1/4 хорд 34°. Корневая хорда крыла (по продольной оси самолета) 3,25 м, САХ 2,42 м. Относительная толщина профиля у корня 10%, на конце 3,3%. На концах крыла расположены обтекатели подкрыльных стоек шасси. Для перегоночных полетов к концам крыла крепятся законцовки, увеличивающие размах крыла на 1,34 м и площадь до 20,06 м 2 , Механизация крыла состоит из закрылков общей площадью 1,29 м 2 (хорда закрылка 0,447 м). Максимальный угол отклонения закрылков 50°.

Оперение. Горизонтальное оперение размахом 4,24 м, цельноповоротное, стреловидное, имеет небольшой излом по передней кромке. Угол стреловидности по линии 1/4 хорд 32°53', угол поперечного V = – 15°50'. Площадь оперения 4,42 м 2. Относительное удлинение 4,079. Диапазон углов отклонения от +11°15'до – 10°15'. Вертикальное oneрение имеет площадь 2,4 m z (площадь вертикального оперения на самолете Т.2 увеличена до 3,06 м 2 ). Угол стреловидности по линии 1/4 хорд 40°22'. Площадь руля направления 0,49 м 2.

Шасси велосипедного типа. Передняя опора самоориентирующаяся (угол поворота (45°), имеет одно колесо размером 0,66x0,2 м (давление в пневматике 6,33 кгс/см 2на самолете GR.Mk.3 и 7,03 кгс/см 2на самолете Т.Мк.2). Главная опора имеет масляно-воздушный амортизатор и спаренные колеса размером 0,68x0,2 м, давление в пневматиках 6,33 кгс/см 2(GR.Mk.3) и 6,68 кгс/см 2(Т.Мк.2). Подкрыльные опоры телескопические, имеют по одному колесу размером 0,32x0,16 м с давлением в пневматиках 6,68 кгс/см 2. Шасси снабжено дисковыми тормозами колес и автоматами скольжения, что позволяет эксплуатировать самолет с грунтовых ВПП.

Силовая установка. Подъемно-маршевый ТРДД «Пегас» 11 Мк. 103 установлен за кабиной экипажа; поворотные сопла расположены с боков фюзеляжа. Воздухозаборники боковые нерегулируемые; общая площадь отверстий воздухозаборников 0,855 м 2. По периметру воздухозаборников имеются восемь створок, которые обеспечивают дополнительную подачу воздуха на вертикальных режимах полета. Все четыре сопла поворачиваются синхронно с помощью цепной передачи от двух пневмо– двигателей; максимальный угол поворота сопл 98,5°. Двигатель имеет трехступенчатый вентилятор, восьмиступенчатый компрессор высокого давления, кольцевую камеру сгорания и двухступенчатые турбины низкого и высокого давления. Степень двухконтурности двигателя 1,4, степень повышения давления 14. Масса сухого двигателя (без поворотных сопл) 1405 кг.

ТРДД Бристопь-Сиддпи «Пегас» с поворотными соплами

Топливная система. Топливо размещается в пяти фюзеляжных и двух крыльевых баках общей емкостью 2 870 л, под крылом возможна подвеска двух ПТБ по 455 л (для увеличения боевого радиуса) или по 1500 л (для перегоночных полетов). Возможна установка штанги топливоприемника для заправки топливом в полете.

Система управления. Для управления самолетом на крейсерском режиме служат элероны, цельноповоротный стабилизатор и руль направления. Проводка управления жесткого типа. Управление стабилизатором и элеронами осуществляется с помощью дублированных гидравлических механизмов. Управление рулем направления ручное. Для повышения маневренности в воздушном бою одновременно с отклонением аэродинамических поверхностей могут поворачиваться и сопла ТРДД.

Для управления на вертикальных режимах и на малых скоростях используется газодинамическая система управления (ГДСУ). Система состоит из пяти струйных рулей (два служат для продольного управления и установлены в носовой и хвостовой части самолета, один для путевого управления, размещенный в хвостовой части самолета, и два для поперечного управления, установленные на концах крыла) и системы трубопроводов. Воздух в ГДСУ отбирается от компрессора высокого давления, включение ГДСУ производится автоматически при повороте сопл двигателя на угол более 20°. Для согласованности работы ГДСУ и аэродинамических поверхностей управления между ними имеется механическая связь.

Системы. Гидравлическая сис тема дублированная, рабочее давление 210 кг/см 2, служит для привода поверхностей управления, шасси и воздушной турбины, используемой для привода аварийного гидронасоса.

Электрическая система включает генератор переменного тока мощностью 12 кВ/А и две аккумуляторные батареи напряжением 28 В и емкостью 25 А/ч.

Кислородная система имеет один баллон с жидким кислородом (емкость 5 л). Максимальный перепад давления в кабине 0,24 кгс/см 2.

Навигационное и электронное оборудование. На самолете установлены приемник КВ/УКВ фирмы «Плесси», запасной прием– пик УКВ, система TAC.AN фирмы «Хоффман» и система опознавания фирмы «Коссор». В подфюзеляжном киле установлены антенны радиовысотомера AN/APN-194. Самолет снабжен коллиматорным индикатором HUD фирмы «Смит», который связан с системой навигации и управления огнем Ферранти FE541, компасом Сперри C2G и ЭВМ обработки данных воздушной обстановки. Все самолеты «Харриер» GR.3 английских ВВС имеют лазерные целе– указатель и дальномер Ферранти 106, размещенные в удлиненном носовом обтекателе. В носовой части самолета возможна установка фотокамеры F.95 Мк.7.

Истребитель FRS.1 оснащен ИЛС Смит Индастрис HUDWAC, инерциально-допплеровской системой NAVHARS, в состав которой входит гировертикаль Ферранти HARS. Радионавигационное оборудование включает приемник системы «Такан» и УВЧ оборудование наведения по приводным маякам. Имеется система предупреждения о радиолокационном облучении. Радиосвязь осуществляется при помощи многоканального приемника-передатчика УВЧ/ОВЧ PTR-377.

Вооружение. Под фюзеляжем в съемных обтекателях установлены две пушки «Аден» калибром 30 мм

СВВП «Си Харриер» FRS.1 с вооружением из УР AMRAAM

Пуск НАР калибром 68 мм с СВВП «Харриер» GR.Mk.1

Характеристика СВВП «Харриер» GR.3

Размеры:

размах крыла 7,7 м

длина самолета 13,91м

высота самолета 3,43 м

площадь крыла 18,68 м 2

Двигатели 1 ТРДД Роллс-Ройс

«Пегас» 11 Мк.103

взлетная тяга 9750 кгс

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная при

вертикальном взлете 8850 кг

при взлете с разбегом 11 400 кг

пустого снаряженного 5730 кг

запас топлива во внутренних баках 2295 кг

максимальная боевая нагрузка 2270 кг

Удельная нагрузка на крыло:

при вертикальном взлете 474 кгс/м 2

при взлете с разбегом 610 кгс/м 2

Летные данные:

максимальная скорость у земли 1175 км/ч

максимальное число М при пикировании 1,29

практический потолок 15 600 м

Боевой радиус: при вертикальном взлете и

боевой нагрузке 1360 кг 92 км

при взлете с разбегом длиной 180 м и боевой

нагрузке 2270 кг 230 км

Перегоночная дальность с подвесными топливными баками и перегоночными

законцовками крыла 3425 км

(боезапас по 300 снарядов).

Под крылом имеются четыре узла для подвески различного вооружения; два внутренних узла рассчитаны на нагрузку 910 кгс, а два внешних – на 295 кгс. Один подфюзеляжный узел рассчитан на нагрузку 454 кгс. На самолетах «Харриер» GR.3 и AV-8A под крылом могут устанавливаться УР AIM-9L «Сайдуиндер» или AMRAAM, могут подвешиваться до шести контейнеров Матра 115 или 116М с НАР калибром 68 мм, пять бомб калибром 454 кг, пять кассетных бомб, 10 контейнеров с дипольными отражателями. Индийские самолеты «Си Харриер» вместо УР «Сайдуиндер» могут оснащаться ракетами «Мажик» французского производства.

Вооружение самолета FRS.Mk.I и 2 дополнено усовершенствованными УР класса «воздух-воздух» средней дальности AIM-120 AMRAAM (возможна подвеска четырех ракет) и противорадиолокационными УР ALARM.

Боевое применение. Во время англо-аргентинского конфликта 1982 г. 28 истребителей «Си Харриер» FRS.1 на авианосцах «Инвиисибл» и «Гермес» были направлены в район фолклендских островов. Условия боевого применения истребителей были крайне тяжелыми, так как плохая видимость, сильное волнение и частые туманы затрудняли полеты.

Во время боевых действий истребители FRS.1 совершали круглосуточное боевое патрулирование совместно со штурмовиками «Харриер» английских ВВС и наносили удары по наземным целям (в этом случае штурмовики, оснащенные более совершенной прицельно-навигационной аппаратурой, выполняли роль лидера), совершали посадку на вертолетные площадки боевых и транспортных кораблей.

Боеготовность СВВП, совершивших в ходе боевых действий 2379 боевых вылетов, превысила 90%. В общей сложности истребители «Си Харриер» сбили 22 самолета противника. Ни один истребитель не был сбит в воздушном бою, однако два самолета было потеряно от огня зенитной артиллерии противника и четыре – в результате аварий.