Сверхзвуковые самолеты - Цихош Эдмунд - Страница 92

Двигательная установка. Модификации самолета, предназначенные для уничтожения воздушных целей, имеют комбинированную силовую установку, состоящую из турбореактивного двигателя с форсажной камерой и ракетного двигателя. На опытном образце 001 использован турбореактивный двигатель «Атар» 101G2 фирмы SNECMA тягой 44,14 кН (4500 кГ) с дожиганием; самолеты модификаций АиВ оснащены двигателями «Атар» 9В тягой 40,60 кН (4140 кГ) без форсирования и 58,85 кН (6000 кГ) с форсированием, а самолеты остальных модификаций-двигателями «Атар» 9С тягой соответственно 41,62 кН (4245 кГ) и 62,76 кН (6400 к Г). В качестве ускорителя используется ЖРД многократного включения SEPR 841 или SEPR 844 тягой 14,71 кН (1500 кГ; возможен также уровень тяги 750 кГ). Продолжительность непрерывной работы ЖРД. при максимальной тяге 82 с. Воздух к турбореактивному двигателю подается через два боковых воздухозаборника с регулируемым посредством перемещения полуконусов проходным сечением. Входные каналы оснащены впускными и перепускными створками. Воздухозаборники отодвинуты от фюзеляжа на расстояние около 70 мм, что обеспечивает отвод пограничного слоя с его поверхности и подачу воздуха через щели отсоса в систему охлаждения.

Топливная система турбореактивного двигателя состоит из четырех фюзеляжных баков и кессон-баков в крыле. Подкрыльные и подфю- зеляжные замки внешних подвесок могут быть использованы и для подвешивания дополнительных топливных баков. Емкость топливной системы может быть увеличена также за счет установки дополнительного бака под хвостовой частью фюзеляжа (вместо ракетного двигателя). Два топливных бака для ракетного двигателя содержат 475 кг окислителя и 125 кг горючего. Топливные насосы ракетного двигателя питаются от компрессора турбореактивного двигателя.

Рис. 2.77. Проекции многоцелевого истребителя «Мираж» III.

Вооружение. Самолет не имеет постоянного вооружения. На семи замках внешних подвесок общей грузоподъемностью 1200-2750 кг самолет в зависимости от выполняемого задания может нести: ракету R-510, R-511 или R-530 фирмы «Нор», две ракеты «Фолкон» (только модификация S), две ракеты «Сайдуиндер», три ракеты AS-30 или AS-20, два контейнера «Матра» с НУРС, три бомбы по 500 кг и контейнер с двумя пушками калибра 30 мм с запасом 125 снарядов каждая.

Размах крыла, м 8,20 8,22

Длина, м 13,85 15,03

Высота, м 4,50 4,25

Площадь несущей поверхности, м2 34,10 34,85

Масса пустого самолета, кг 5900 7050

Максимальная взлетная масса, кг 12 600 13 500

Номинальная посадочная масса, кг 6600

Грузоподъемность, кг 1200 Емкость топливных баков (внешн./внутр.), л 3400/3330 3400/3330

Максимальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 346 387

Отношение максимальной массы самолета к форсажной тяге1) , кг/даН 1,52 2,05

Максимальное число Маха 1,8 2,2

Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2100 2350

Максимальная скорость у земли, км/ч 1100 1390

Потолок, м 18000/ 17000/ /23 000 1) /23 000 1)

Боевой радиус действия, км 290-4)50 1200

Посадочная скорость, км/ч 240

Вертикальная скорость, м/с 120

Время подъема на высоту 18 000 м 1) 6 мин 30 с …

Максимальная продолжительность полета, ч 3

Длина разбега (масса ном./макс.), м …/900 700/1600

Длина пробега (масса ном./макс.), м …/860 700/…

1) С ракетным двигателем.

«Дельта-Дарт» F-106 фирмы «Конвэр»-одноместный истребитель- перехватчик – США, 1956 г.

Рис. 2.78. Истребитель-перехватчик «Дельта- Дарт» F-106A с подвесными топливными баками.

Рис. 2.79. Истребитель-перехватчик «Дельта- Дарт» F-106A.

История создания. Посредственные показатели самолета F-102A заставили фирму приступить к разработке такой модификации этого самолета, которая позволила бы использовать двигатель с большей тягой. Работы по новой модификации, получившей обозначение F-102B, были начаты в 1955 г. Поскольку переделка коснулась не только фюзеляжа и силовой установки, но также оперения и оборудования, то новый самолет получился существенно отличающимся от своего предшественника. На практике это означало создание совершенно нового самолета, который получил обозначение F-106A и был впервые испытан 26.12.1956 г. Несмотря на переделки, F-106 по внешним очертаниям напоминал свой прототип. Поставки самолетов в воинские подразделения начались в июле 1959 г. и были прекращены в 1960 г. В апреле 1957 г. фирма получила заказ на разработку двухместной учебно-боевой модификации F-106B. Облет этого самолета состоялся 9.04.1958 г. Самолеты этой модификации с тандемным расположением мест экипажа (такое размещение экипажа было выбрано в связи со значительным ухудшением характеристик TF-102A по сравнению с F-102A) имелись во всех подразделениях, оснащенных самолетами F-106A, и благодаря наличию вооружения могли быть использованы для выполнения как тренировочных полетов, так и оперативных заданий.

В общей сложности в 1959-1960 гг. было выпущено 277 самолетов F-106A и 63 самолета F-106B. На самолете F-106A пилот Дж. В. Роджерс 15.12.1959 г. установил рекорд скорости 2455,7 км/ч в полете на базе 15-j-25 км. С 1960 г. самолеты F-106 переняли от F-102 задачи по уничтожению воздушных целей в любых погодных условиях и продолжают оставаться на вооружении авиации противовоздушной обороны. В настоящее время они заменяются самолетами F-15. О значении самолета F-106 в системе ПВО свидетельствует факт, что он является одним из немногих типов самолетов, которые не эксплуатировались за пределами США.

Описание самолета. Применение двигателя, тяга которого приблизительно на 50% превышала тягу двигателя прототипа F-102A, обусловило необходимость радикальной перестройки фюзеляжа. В связи с этим был спроектирован самолет, удовлетворяющий правилу площадей. Изменениям были подвергнуты главным образом передняя и хвостовая части фюзеляжа. Носовая часть удлинена на 75 см и оканчивается коническим обтекателем. Воздухозаборники переме

щены назад, ближе к передним кромкам корневых частей крыла (укорочение воздушных каналов улучшило характеристики двигателя). Обтекатели хвостовой части фюзеляжа были ликвидированы, а ее диаметр несколько увеличен. Треугольное вертикальное оперение заменено на стреловидное. Реконструкции подверглись и тормозные щитки, которые размещены под рулем направления. В результате уменьшения поверхности крыла и увеличения взлетной массы самолета возросла удельная нагрузка на крыло.

Рис. 2.80. Проекции истребителя-перехватчика «Дельта-Дарт» F-106.

Для F-106A фирмой «Хьюз» была разработана усовершенствованная система автоматического управления огнем типа МА-1 (стоимость ее в то время составляла 350 000 долл.). В этой радиотелеметрической системе команды, посылаемые с наземных станций наведения, передавались на приводы, которые могли без участия пилота воздействовать на управляющие поверхности, наводя тем самым самолет на выбранную цель. Кроме того, самолет оборудован электронной аппаратурой для автоматического выполнения полета (от момента взлета до выравнивания перед посадкой), получающей необходимую информацию от наземных станций управления средствами ПВО и тактической радионавигации.