Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

Самолет оборудован импульсной доплеровской РЛС с электронной автоматизированной системой управления огнем. Радиолокатор с антенной диаметром 660 мм позволяет обнаруживать цели типа истребитель на расстоянии до 120 км. Возможно также обнаружение и сопровождение наземных целей. Угол обзора РЛС в режиме поиска составляет 120°. Бортовой вычислитель, включенный в систему управления огнем, обеспечивает сопровождение одновременно нескольких целей. На самолете установлена система радиоэлектронного противодействия, в которую входят пассивные средства обнаружения радиоизлучения и автоматическое устройство создания активных помех.

Двигательная установка. На опытных образцах «Сюпер-Мираж» 4000 устанавливались два турбовентиляторных двигателя М-53-5 фирмы SNECMA тягой на форсаже 88,2 кН (9000 кГ) каждый. Серийные самолеты предполагается оснащать усовершенствованными двигателями М-53-Р-2 с форсажной тягой до 95,1 кН (9700 кГ). Применение таких двигателей увеличивает тяговооруженность самолета до 0,97 (при номинальной взлетной массе 20000 кг) и обеспечивает ему высокие разгонные характеристики и возможности маневрирования на вертикалях.

На самолете использованы боковые полукруглые регулируемые воздухозаборники и регулируемые многостворчатые сопла. Топливо размещается в фюзеляжных и дополнительных подвесных (под консолями крыла и фюзеляжем) баках. Запас топлива на самолете в ~ 4 раза больше, чем у «Миража» 2000.

Вооружение. Стационарное вооружение состоит из двух скорострельных пушек DEFA калибром 30 мм. Самолет имеет 11 узлов наружных подвесок (включая 4 подкрыльных пилона), на которых можно размещать разнообразное вооружения, включая 4 У ? класса воздух-воздух, 8-14 ракет класса воздух – земля, блоки НУРС SNEB, до 27 250-килограммовых бомб.

Размах крыла, м 12

Длина, м 18,7

Высота, м 5,2

Масса пустого самолета, кг 13 000

Взлетная масса (ном./макс.), кг 20 000/28 000

Площадь несущей поверхности, м 2 73

Максимальная скорость у земли, км/ч 1450

Максимальное число Маха 2,5

Практический потолок, м 20000

Максимальная грузоподъемность, кг 8000

Боевой радиус, км 1600

Дальность полета (перегоночная), км более 4000

Рис. 2.194. Опытный образец самолета ВВП XFV-12A (вид сзади).

История создания. В 1971 г. командование военно-морской авиации США объявило конкурс на разработку сверхзвукового самолета короткого (или вертикального) взлета и посадки, способного базироваться на кораблях водоизмещением 15 ООО т. Эти небольшие корабли поступают на вооружение ВМФ США с 1978 г. и предназначены для обеспечения превосходства в воздухе в зоне действия флота. В конкурсе приняло участие шесть фирм, которые представили новые проекты или усовершенствованные варианты уже существующих западноевропейских самолетов («Харриер» и VAK-191B). Несмотря на довольно большой выбор, ни с одной из фирм не был заключен договор на проведение дальнейших работ. В этой ситуации фирма «Норт Америкен Рокуэлл» существенно изменила свой проект и вновь представила его командованию военно-морской авиации. В конце 1972 г. проект был принят и получил воинское обозначение XFV-12A.

В январе 1973 г. фирма заключила контракт на проектирование, строительство и летные испытания двух опытных образцов. Спустя месяц поступило сообщение, что аналогичный контракт был заключен командованием военно- морской авиации с фирмой «Дженерал дайнемикс». Один из этих самолетов после сопоставительных летных испытаний предполагалось запустить в производство, однако позднее программа фирмы «Дженерал дайнемикс» была аннулирована.

В соответствии с графиком работ на строительство первого опытного образца отводилось 18 мес. Летные испытания должны были начаться в октябре 1974 г. с нормального взлета, а в январе следующего года планировалось осуществить вертикальный взлет. В 1975 г. срок облета первого опытного образца был перенесен на 1976 г., а затем на 1977 г. Строительство самолета было завершено лишь в августе 1977 г. (26.08.1978 г. был организован официальный показ самолета), после чего начались его наземные испытания. Облет самолета был перенесен на 1978 г., а затем на 1979 г.

Описание самолета. XFV-12A представляет собой построенный по схеме «утка» высокоплан со стреловидным крылом и трапециевидными горизонтальным оперением, расположенным в носовой нижней части фюзеляжа. Крыло с относительной толщиной профиля 7,6-4,5% и удлинением 2,09 имеет отрицательный угол поперечного V 10° и стреловидность по линии фокусов 35°. Наиболее характерной чертой самолета, кроме использованной аэродинамической схемы (первый сверхзвуковой самолет, построенный по схеме «утка»), является применение эжекторных устройств на режимах взлета, посадки, зависания и полета с малой скоростью, а также их использование в системе управления. Крыло и горизонтальное оперение оснащены реактивными закрылками э^секторного типа вдоль всего размаха, в которые поступает вся масса выхлопных газов двигателя. Хвостовую часть крыла и горизонтального оперения занимают соответственно элевоны и руль высоты.

Вертикальное оперение-двухкилевое, разнесенное, с рулями направления. Кили установлены в торцевых частях крыла и имеют подкрыльное продолжение. Четыре эжекторных устройства работают независимо. Они могут создавать реактивную силу различной величины и используются в системе управления самолетом в режимах висения и полета на малых скоростях. Для исследования характеристик крыла, оснащенного эжекторами, и эффективности самих эжекторов фирма построила испытательный стенд типа центрифуги в виде вращательно закрепленной фермы длиной 30,5 м. На свободном конце фермы закрепляется консоль крыла с эжекторным устройством натуральной величины, а на половине размаха-двигатель F-401-PW-400 фирмы «Пратт-Уитни». Выходное устройство двигателя с помощью труб было соединено с эжекторами. На стенде можно проводить испытания секции крыла (или оперения) с окружной скоростью ~ 278 км/ч.

В режимах висения и полета на малых скоростях поток выходных газов направляется к двум эжекторным устройствам в крыле и к двум в горизонтальном оперении. Подъемная сила эжекторов создается за счет захвата воздуха потоком выхлопных газов. В результате смешения воздуха и выхлопных газов (в отношении 7,5:1) скорость потока на выходе эжектора уменьшается по сравнению со скоростью газов на выходе из сопла двигателя (610 м/с при неработающих эжекторах) в пять раз и составляет 122 м/с при одновременно более низких температуре и давлении. Общий расход воздуха через эжекторы составляет 113-136 кг/с.