Авиация и космонавтика 2014 08

Вертикальное оперение – двухкилевое. Кили наклонены во внешнюю сторону на угол 28' и снабжены рулями направления. Следует заметить, что применение неподвижных килей с рулями направления потребовало от конструкторов увеличения потребной площади вертикального оперения для обеспечения путевой устойчивости на сверхзвуковых режимах полета. Это, в свою очередь, привело к росту массы оперения, и, следовательно, самолета в целом, а также к увеличению лобового сопротивления.

Носок и панели обшивки киля – углепластиковые. Рули направления также выполнены из КМ.

Горизонтальное оперение – однолонжеронное, цельноповоротное. Его углы стреловидности совпадают с углами стреловидности крыла. Обшивка ГО полностью выполнена из углепластика с сотовым заполнением. Фюзеляж самолета имеет сравнительно большой объем, обеспечивающий размещение в нем вооружения и запаса топлива для длительного полета. Нижняя поверхность фюзеляжа выполнена плоской. В нижней части фюзеляжа расположены два основных грузовых отсека. Еще два отсека меньшего объема для ракет класса «воздух-воздух» малой дальности сформированы по бокам фюзеляжа, непосредственно за воздушными входами.

В кабине летчика F-22A установлено катапультное кресло 3-го поколения United Technologies Corporation (UTC) ACTS II (Advanced Concept Ejection Seat). Оно обеспечивает покидание самолета в расширенном (по сравнению с другими американскими и английскими катапультными креслами) диапазоне полетных режимов (в частности, из перевернутого положения самолета, летящего на скорости 280 км/ч на высоте 43 м и более). Пилот облачен в усовершенствованный противоперегрузочный костюм TLSS С системой дыхания под избыточным давлением.

Остекление фонаря – безпереплетное, с радиопоглощающим покрытием. Форма остекления исключает визуальные искажения, так как имеет минимальное число поверхностей двойной кривизны.

Следует сказать, что во время испытаний на «птицестойкость» фонарь самолета F-22A разрушился, разбив при этом и индикатор на лобовом стекле. Поэтому в дальнейшем поставщик индикатора на лобовом стекле (фирма -GEC-Маркони») разработала усовершенствованную модель ИЛС, которая не только выдерживает подобные удары, но и, как козырек, способна прикрыть летчика от набегающего воздушного потока при поврежденном фонаре кабины на скорости (по прибору) до 1100 км/ч.

Двигатели самолета F-22A расположены в хвостовой части фюзеляжа, вплотную друг к другу. При расположении воздухозаборников по бокам фюзеляжа это позволяет реализовать изогнутую форму воздушных каналов. Это решение применено для снижения радиолокационной заметности силовой установки (а, следовательно, ЛА целом) 8 передней полусфере за счет экранирования компрессоров двигателей конструкцией каналов воздухозаборников.

Истребитель F-22A оснащен двумя двигателями Пратт Уитни F119-PW-100. Выпуск серийных двигателей был организован на заводе компании «Пратт-Уитни» в городе Вест Палм Бич (штат Калифорния).

Двухвальный ТРДДФ F119-PW-100 с низкой степенью двухконтурности (0,2) конструктивно состоит из трехступенчатого вентилятора с широкохордными лопатками, шестиступенчатого компрессора, низкоэмиссионной кольцевой камеры сгорания, одноступенчатых турбин высокого и низкого давления, а также плоского управляемого охлаждаемого сопла пониженной заметности в радиолокационном и инфракрасном диапазонах.

Как уже говорилось, ТРДДФ F119- PW-100 выполнен на базе двигателя Пратт Уитни F100 и имеет по сравнению с ним на 40% меньше деталей.

Створки плоского управляемого в вертикальной плоскости сопла имеют сужающийся и расширяющийся участки, позволяющие регулировать проходное сечение сопла в больших пределах. Управление вектором тяги (УВТ) осуществляется в пределах ±20', причем перекладка из одного крайнего положения в другое занимает одну секунду. Створки охлаждаются воздухом (что обеспечивает уменьшение ИК сигнатуры самолета) и имеют специально подобранную форму для снижения ЭПР. Синхронное УВТ используется для компенсации уменьшения эффективности горизонтального оперения на малых скоростях полета и на больших углах атаки, что позволяет разворачивать хвостовую часть и осуществлять прицеливание на этих режимах.

Тяга ТРДДФ F119-PW-100 не превышает 10500/15900 кгс. Масса двигателя – 1770 кг, длина – 5,16 м, максимальный диаметр – 1168 мм. Температура газов перед турбиной составляет 1647'С. Удельный расход топлива составляет 1,943 кг/кгеч, удельная тяга – 8,94 кге/кг.

Управление двигателем и УВТ осуществляется с помощью двукратно резервированной электронной цифровой системы FADEC фирмы «Гамильтон Стандарт», интегрированной в СУ самолета. Она осуществляет управление вектором тяги, регулирует расход топлива, управляет поворотными направляющими лопатками вентилятора и компрессора. Двигатель F119-PW-100 оборудован системой диагностики, которая контролирует его техническое состояние, ведет запись событий и передает данные в бортовую ЭВМ истребителя. САУ FADEC ТРДДФ F119-PW-100 способна автоматически компенсировать отказы датчиков или устройств обратной связи.

Форсажные камеры ТРДДФ истребителя F-22A в боевых условиях предполагается включать лишь на очень непродолжительные промежутки времени, достаточные для выхода на «сверхзвук». Затем сверхзвуковая скорость поддерживается без использования ФК.

Простота технического обслуживания являлась одним из основополагающих требований при проектировании силовой установки самолета F-22A. Агрегаты, которые в ходе эксплуатации могут потребовать замены, расположены в один ряд, не закрывая друг друга. Утверждается, что каждый из 20 таких агрегатов может быть заменен в течение 20 мин. При этом большинство агрегатов при замене требуют лишь одного типа инструмента. Количество, масса и стоимость вспомогательного оборудования снижены в два раза по сравнению с более старыми двигателями.

В 2001-2013 гг. выпущено, в общей сложности, 507 ТРДДФ F119-PW-100. 17 января 2012 г. заказчику был передан последний двигатель этого типа.

Воздухозаборники двигателей расположены по бокам фюзеляжа. Плоскости входа воздухозаборников скошены в двух плоскостях, что обеспечивает устойчивый поток воздуха, поступающий к двигателям на всех режимах полета, в том числе на больших углах атаки.

ВСУ Эллайд Сигнал G-250 имеет мощность на валу 335 кВт. Она приводит 27-кВт генератор и топливный насос (100 л/мин), перекачивающий топливо из восьми баков в передней и средней части фюзеляжа, крыле и хвостовых балках в расходный бак. Следует сказать, что использование ВСУ G250 существенно повышает боеготовность самолета. Кроме того, обеспечивается возможность повторного запуска двигателя на высотах до 15 км при скорости М=1.