Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

Рис. 2.179. Проекции истребителя YF-16.

Конструкция планера рассчитывалась на эксплуатацию в течение 15 лет и возможность последующей модификации в случае необходимости. В связи с этим планер имеет модульную конструкцию, которая позволяет производить замену отдельных узлов на новые. 80,1% массы планера составляют детали из сплавов алюминия, 4%-из стали, 3,7%-из сплавов титана, 3,4%-из композитов и 8,8%-из других материалов. При массе 10 205 кг он рассчитан на эксплуатационную перегрузку 9,0.

Самолет оборудован системой управления огнем, в состав которой входят импульсная доплеровская РЛС, подсистема отображения информации на лобовом стекле, вычислитель и пульт управления пушкой и ракетами. В режиме обзора РЛС обеспечивает сканирование пространства в пределах 120°-го телесного угла передней полусферы. При ведении боя РЛС осуществляет захват и сопровождение ближайшей цели, передавая соответствующую информацию в вычислитель. Результаты расчетов (азимут, дальность, скорость, угол места) высвечиваются проекционным способом на лобовом стекле фонаря.

Двигательная установка. На самолете используется турбовентиляторный двигатель F-100-PW-100 (серия № 3) фирмы «Пратт-Уит- ни», взаимозаменяемый с двигателем самолета F-15. Он развивает тягу 63,94 кН (6520 кГ) без форсирования и 111,21 кН (11 340 кГ) с форсированием. Воздухозаборник расположен под фюзеляжем; при такой компоновке упрощается контур фюзеляжа и уменьшается длина воздушного канала (по сравнению с лобовым воздухозаборником), а также исключаются проблемы интерференции с крылом (в случае боковых воздухозаборников). На входе в подфюзеляжный воздухозаборник обеспечивается также равномерное распределение скоростей потока независимо от положения самолета в воздухе, так как плоская нижняя часть фюзеляжа перед заборником служит для него своего рода направляющей. Вероятность попадания в воздухозаборник инородных тел во время разбега (пробега) самолета по ВПП исключается путем размещения воздухозаборника перед передней стойкой шасси. Воздухозаборник не регулируется и рассчитан на скорость, соответствующую условиям воздушного боя (0,8 › M › 1,2). Внутренняя топливная система емкостью 3145 кг (у самолета F-16A) оборудована топливоприемником дозаправки в полете (расположенным за фонарем кабины). Она может быть дополнена подвесными топливными баками.

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

Размах крыла, м 9,14 9,45

Длина, м 14,17 14,52

Высота, м 4,95 5,01

Площадь несущей поверхности, м 2 26,01 27,87

Масса пустого самолета, кг … 6607

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

Грузоподъемность, кг 5216 6894

Емкость внутренних топливных баков, кг … 3162

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м 2 377/471 366/537

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

Максимальное число Маха 1,95 2,0

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

Вертикальная скорость, м/с 213

Практический потолок, м 15240 15240

Максимальная дальность (перегоночная), км 3705

Радиус действия, км 547 925

Длина разбега, м 533

Длина пробега, м 808

Рис. 2.180. Истребитель YF-17.

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

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

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