Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

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.

Размах крыла, м 10,87 10,73

Длина, м 16,54 16,54

Высота, м 4,80 4,80

Площадь несущей поверхности, м 2 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/м 2 240/344 385/475

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