Авиация и Время 2016 № 04 (154)

Крыло — трапециевидной формы в плане, имеет сверхзвуковой двояковыпуклый профиль с относительной толщиной 3,36% и острой передней кромкой (радиус скруглення носка — 0,41 мм). Угол стреловидности крыла по линии 1/4 хорд — 18º. Удлинение крыла — 2,45. Угол его поперечного «V» равен — 10º, угол установки — 0º. Консоли крыла — многолонжеронные с обшивкой из монолитных фрезерованных панелей переменной толщины: от 6,3 мм до 3,2 мм. Каждая консоль крепится к пяти шпангоутам фюзеляжа.

Механизация крыла включает закрылки суммарной площадью 2,11 м² и отклоняемые носки (1,5 м²) по всему размаху. Угол отклонения закрылка на взлете — 30º, на посадке — 45º. Максимальный угол отклонения носка — 30º. Закрылки и носки выпускаются гидроприводами, установленными в фюзеляже. Закрылки оснащены системой сдува пограничного слоя, которая автоматически включается при их отклонении в посадочное положение. Отбираемый от компрессора двигателя воздух подается в две установленные в крыле непосредственно перед передними кромками закрылков сужающиеся трубы, в каждой из которых имеется 55 щелей размером 14,0x2,3 мм, расположенных с шагом 23 мм.

Крыло снабжено элеронами суммарной площадью 0,85 м². Каждый элерон приводится 10-ю гидроцилиндрами, установленными в один ряд параллельно друг другу. Используются гидроцилиндры небольших размеров, т.к. в зоне их установки толщина крыла около 25 мм.

На стоянке острые передние и задние кромки крыла закрываются войлочными чехлами.

Хвостовое оперение — свободнонесущее. Площадь киля — 3,50 м²; руля направления — 0,51 м². Киль — двухлонжеронной конструкции, на его вершине закреплен цельноповоротный стабилизатор трапециевидной формы в плане. Стабилизатор — однолонжеронный, его площадь — 4,48 м². Шарнир поворота находится примерно на 40% осевой хорды стабилизатора. Гидроцилиндры управления стабилизатором располагаются в носке киля.

Шасси — трехопорное с носовым колесом, убирается против полета в фюзеляж и закрывается створками. Все опоры одноколесные, снабжены воздушно-масляными амортизаторами с небольшим ходом. Передняя стойка — телескопического типа, оснащена механизмом поворота колеса в диапазоне ±25". На ней установлено колесо размером 457х 140 мм, давление в пневматике — 12,2 кгс/см². Основные стойки — рычажного типа, колеса размером 660x203 мм снабжены дисковыми тормозами и антиюзовыми автоматами.

Давление в пневматиках основных колес — 17,6 кгс/см². На носовой стойке закреплена рулежная фара, а на внутренних поверхностях створок основных опор — две посадочные фары.

Колея шасси — 2,74 м, база — 4,59 м.

Силовая установка включает турбореактивный форсажный двигатель General Electric J79-GE-11А. Статическая тяга двигателя на максимальном режиме — 4540 кгс, на форсаже — 7080 кгс, удельный расход топлива — 0,93 кг/кгс ч и 1,97 кг/кгс ч, соответственно. Двигатель — одноконтурный одновальный, включает осевой 17-ступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания с 10-ю жаровыми трубами, трехступенчатую турбину, прямоточную форсажную камеру с тремя кольцевыми стабилизаторами пламени и регулируемое эжекторное реактивное сопло лепесткового типа. Лопатки первых 6-ти ступеней статора компрессора — поворотные. Сухая масса двигателя — 1615 кг, длина — 5,28 м, максимальный диаметр — 0,99 м.

Топливо находится в пяти фюзеляжных баках общей емкостью 3396 л. Баки мягкие, изготовлены из двухслойного нейлона, пропитанного специальной резиной. Поверхности баков выполнены с канавками под шпангоуты. Заправка топливом осуществляется централизованно под давлением через горловину, которая располагается на левом борту третьего закабинного отсека фюзеляжа.

В случае необходимости во втором закабинном отсеке вместо снарядного ящика можно установить дополнительный дюралевый бак емкостью 454 л, а на левом борту передней части фюзеляжа — систему дозаправки топливом в полете.

Самолет может нести до пяти подвесных топливных баков суммарной емкостью 3614 л: один ПТБ (на 852 л) на подфюзеляжном пилоне, два (по 738 л) — на подкрыльевых пилонах и два (по 643 л) — на законцовках крыла.

Система управления самолетом — бустерная, необратимого типа. Проводки управления бустерами — механические, с помощью жестких тяг и тросов. Система управления включает электромеханизмы триммирования рулей и элеронов.

Система электроснабжения использует два генератора переменного тока мощностью по 20 кВА с приводом от двигателя. Они вырабатывают ток нестабилизированной частоты 320-520 Гц и напряжением 115/200 В. Также имеется генератор переменного тока мощностью 2,5 кВА с гидравлическим приводом постоянной частоты вращения. Он обеспечивает потребители током стабилизированной частоты 400 Гц и напряжением 115/200 В. Аварийный источник переменного тока — выпускаемый в поток по правому борту генератор мощностью 4,5 кВА с приводом от воздушной турбины. Потребители постоянного тока питаются через трансформатор-выпрямитель. Аварийный источник — две аккумуляторные батареи.

Гидравлическая система состоит из двух автономных систем, каждая из которых питается от своего гидронасоса на двигателе. Рабочее давление в системах — 211 кг/см². Обе системы обеспечивают отклонение рулевых поверхностей и работу механизации крыла. Выпуск и уборка шасси, управление передней опорой, работа колесных и воздушных тормозов, а также электрогенератора стабилизированной частоты производятся посредством одной из гидросистем. Имеется также аварийный гидронасос работающий от аварийного электрогенератора.

Бортовое радиоэлектронное оборудование включает навигационную систему, систему управления оружием, систему автоматического управления с системой ограничительных сигналов, ДМВ- радиостанцию ARC-552, самолетный ответчик AN/APX-46.

Основой навигационной системы и системы управления оружием является двухрежимная моноимпульсная РЛС Autonetics FISA- 41 В NASARR (North American Search and Ranging Radar) с антенной диаметром 0,60 м. При обзоре местности она выдает дальность до наземной цели для визуального бомбометания, плановое радиолокационное изображение местности для бомбометания в сложных метеоусловиях, изображение рельефа местности для навигации и обхода наземных препятствий при полете на малой высоте. В режиме обзора воздушного пространства РЛС обеспечивает поиск и захват воздушной цели.

Навигационная система включает инерциальную навигационную систему Litton LN-3 с вычислителем местоположения самолета РН-1, радиотехническую систему ближней навигации TACAN, автоматическую систему счисления пути РН-14А и радиокомпас. Навигационная система позволяет осуществлять полностью автоматический полет по маршруту с пятью пунктами поворота и производить при этом индикацию путевого угла и дальности. Самолет также оснащен вычислителем воздушных параметров фирмы Garrett.