Сверхзвуковые самолеты - Цихош Эдмунд - Страница 70

В общей сложности в 1953-1959 гг. было изготовлено 2294 самолета «Супер-Сейбр» следующих модификаций:

– истребитель-перехватчик для дневных полетов F-100A (203 самолета, первый испытан 29.10.1953 г.);

– истребители-бомбардировщики F-100C (476 самолетов, 17.01.1955 г.) и F-100D (1274 самолета, 24.01.1956 г.);

– двухместный тренировочный F-100F (339 самолетов, опытный образец TF-100C испытан 6.08.1956 г., а первый серийный-7.03.1957 г.);

– два опытных образца YF-102A; три F-100B, переименованные впоследствии на YF-107A; один опытный образец NF-100F (для исследований на больших высотах) и один самолет-разведчик RF-100A.

Кроме США, самолеты F-100 были поставлены на вооружение во Франции, Дании, Турции и на Тайване. Цена самолета модификации F-100A составляла 486000 долл., F-100- С-662 000 долл. и F-100D-766 000 долл. Тот факт, что F-100 был первым серийным сверхзвуковым самолетом с турбореактивным двигателем, построенным в США, не мог не повлиять на трудоемкость и продолжительность процесса разработки и освоения, во время которого потребовалось проведение анализа разнообразных аэродинамических и конструктивных схем. До момента испытания первого летного образца на разработку было затрачено в общей сложности 4050000 человеко-часов, в том числе только на проведение аэродинамических исследований 200000 ч. Работы над опытным образцом и первым серийным вариантом самолета повысили трудоемкость до 4800000 человеко-часов. Описание самолета. Самолет F-100 представляет собой низкоплан классической схемы со стреловидным крылом, управляемым стабилизатором и классическим вертикальным оперением. Крыло относительной толщины 6% имеет прямолинейную переднюю кромку с углом стреловидности 45° и заднюю кромку с углом 25° при отрицательном поперечном V крыла 1°30'. Крыло оснащено пятисекционными предкрылками, размещенными по всему размаху, а также двухсекционными элеронами с относительной хордой 25% и значительным размахом, установленными в центральных частях консолей крыла. Элероны обеспечивают максимальную скорость крена самолета 360°/с. Каждый элерон состоит из двух секций, отклоняемых независимо друг от друга. Для управления элеронами использован необратимый гидропривод. Применение таких элеронов ограничило возможность применения закрылков; поэтому самолеты модификаций А-С их не имели. Увеличение взлетной массы в модификациях D и F (а также возрастание и без того высоких скоростей посадки) принудило фирму изменить конструкцию околофюзеляжных частей крыла. Угол стреловидности задней кромки стал иметь два значения (меньшее около фюзеляжа), что позволило применить закрылки с малым размахом и большой хордой. Использование системы сдува пограничного слоя с закрылков значительно повысило их эффективность.

В целях уменьшения посадочной скорости и скорости пикирования самолет оснащен тормозным щитком, площадь которого составляет 4,2% несущей поверхности. Тормозной щиток размещен на нижней поверхности центральной части фюзеляжа, за нишей уборки передней стойки шасси. Кроме того, имеется тормозной парашют, находящийся в контейнере под рулем направления. Парашют рассчитан на максимальную посадочную скорость 333 км/ч. Конструкция крыла приблизительно на 2/3 размаха (т.е. до нервюры, ограничивающей размах элеронов)-панельная, а концы консолей крыла выполнены со стрингерным набором и клепаным креплением элементов. Панельная конструкция состоит из 36 частей, соединенных между собой с помощью 264 соединительных элементов.

Рис. 2.19. Истребитель-бомбардировщик «Супер-Сейбр» F-100C.

Для фюзеляжа полумонококовой конструкции со значительным числом вырезов (длиной 14,2 м) характерно относительно большое сплющенное в нижней части поперечное сечение. В передней части фюзеляжа расположены отсек оборудования (над воздухозаборником), закрываемый люком, кабина экипажа и ниша уборки передней стойки шасси. Фонарь кабины состоит из неподвижной передней части с лобовым стеклом, установленным под большим углом наклона, и открываемого снизу назад обтекателя; к центральной части фюзеляжа, содержащей топливные баки, крепятся консоли крыла. Двигатель самолета (длиной ~ 4,5 м) крепится с передней стороны к силовому шпангоуту средней части фюзеляжа, а после подсоединения хвостовой части фюзеляжа с помощью самоцентрирующихся стыковочных соединений оказывается закрепленным и с другой стороны.

Двухлонжеронный киль выполнен как одно целое с хвостовой частью фюзеляжа. Стабилизатор размещен внизу хвостовой части фюзеляжа. Максимальное отклонение рулей высоты и направления составляет + 20°, а их максимальная толщина не превышает 75 мм. Над рулем направления (сравнительно небольшой площади) размещены патрубки дренажа топливных баков и лампа хвостового огня. Для увеличения поверхности вертикального оперения киля в целях улучшения путевой устойчивости использован килевой гребень. Площадь и размах стабилизатора были увеличены после изготовления 70 самолетов. Угол стреловидности крыла и стабилизатора по передней кромке одинаков.

Шасси – трехстоечное. Передняя стойка со сдвоенными колесами убирается назад. Главные стойки шасси балочно-подкосного типа с одинарными колесами убираются вбок, в околофюзеляжную часть крыла. Пневматики колес-высокого давления, рассчитаны на 20 посадок. Все стойки шасси имеют внутренние амортизаторы. В задней части фюзеляжа находится убираемая пята, предохраняющая эту часть конструкции самолета от поломок во время взлета и посадки. Самолет приспособлен для безаэродромного старта с подвижных стартовых катапульт, аналогичных тем, с которых запускались ракеты «Матадор».

Планер самолета рассчитан на эксплуатационный коэффициент перегрузок от + 6 до – 2.

Двигательная установка. Самолеты F-100A оснащены турбореактивными двигателями J57-P-7 фирмы «Пратт-Уитни» тягой 43,15 кН (4400 кГ) без форсирования и 63,74 кН (6500 кГ) с форсированием. На остальных модификациях самолета установлены более совершенные двигатели J57-P-21 тягой 52,04 кН (5307 кГ) и 75,62 кН (7711 кГ) соответственно без форсирования и с форсированием. Запуск двигателя осуществляется с помощью пневмостартера. Топливо размещено преимущественно в фюзеляжных баках (сплющенная нижняя часть фюзеляжа позволила разместить баки как под двигателем, так и под форсажной камерой) и в двух малых крыльевых баках (2 ? 850 л). Общий запас топлива составляет 4487 л и может быть увеличен за счет дополнительных баков, подвешиваемых под крылом (2 ? 945 л + 2 ? ? 850 л или 2 ? 1700 л), до 8077 л. У всех фюзеляжных баков имеются собственные заливные горловины утопленного типа. Кроме того, вся топливная система имеет одну общую заливочную горловину для дозаправки самолета в полете.

Примененный на самолете лобовой нерегулируемый воздухозаборник с острыми кромками обеспечивает высокую эффективность работы двигателя в полете с ? = 1,3-1,5. Поперечное сечение канала воздухозаборника овальное. Эта овальность сохраняется до плоскости передней кромки крыла, где она переходит в круг. В своей начальной части канал воздухозаборника расположен внизу фюзеляжа, а за кабиной экипажа он переходит в верхнюю часть и только перед двигателем принимает симметричное положение. Такая форма канала воздухозаборника определялась выбранной компоновочной схемой самолета, хотя и вела к значительным потерям давления на входе двигателя.

Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из четырехствольной (двухствольной в модификации F) пушки «Понтиак» М-39Е калибра 20 мм, расположенной в передней нижней части фюзеляжа, с боезапасом по 200 снарядов на каждый ствол. На семи наружных узлах подвесок (из них один подфюзеляжный) самолет может нести 3400 кг (в том числе 2720 кг на подкрыльевых подвесках) боевого груза: в бомбоотсеке-ядерную бомбу (только для самолетов модификаций D и F), ракеты воздух-земля «Булпап», ракеты воздух-воздух «Сайдуиндер», контейнеры НУРС, бомбы массой до 453 кг или баки с топливом.