Длина, м 15,55
Высота, м 4,25
Площадь несущей поверхности, м2 34,85
Масса пустого самолета, кг 7200 1)
Взлетная масса (ном./макс.), кг 9700/14000
Грузоподъемность, кг 4200
Емкость топливных баков (внутр./внешн.), л 3775/4700
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 278/402
Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,38/1,94
Максимальное число Маха 2,2
Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2336
Максимальная скорость у земли, км/ч 1400
Скорость полета с внешними подвесками, км/ч 950
Максимальная дальность, км 4000
Радиус действия, км 6404-1300
Длина разбега, м 650-1600
Взлетная дистанция (при максимальной массе), м 1180
Посадочная дистанция (при максимальной массе), м 560
1) С пилотом и двумя ракетами «Сайдуиндер».
«Томкэт» F-14 фирмы «Грумман»-многоцелевой двухместный истребитель с изменяемой геометрией крыла-США, 1970 г.
Рис. 2.164. Многоцелевой истребитель с изменяемой геометрией крыла F-14A. а- на аэродроме; б, в-в полете.
История создания. В феврале 1968 г. военная комиссия сената США решила прекратить серийное производство самолета F-111B по причине слишком больших его размеров для использования в палубной авиации. В связи с этим был объявлен конкурс на разработку истребителя VFX, который в январе 1969 г. выиграла фирма «Грумман», представившая модель ЗОЗЕ. Лишь позже стало ясно, что еще в 1967 г. фирма приступила к разработке нового самолета (по согласованию с командованием военно-морской авиации), а объявление конкурса было простой фикцией. Контракт на строительство 12 самолетов был подписан 4.02.1969 г., а уже 21 декабря 1970 г. был совершен облет первого опытного образца. Новый самолет получил военное обозначение F-14A и традиционное для фирмы название из семейства кошек «Томкэт» («Кот»). До облета опытного образца были проведены испытания в аэродинамической трубе общей продолжительностью ~ 19 000 ч, из которых ~ 9000 ч потрачено на исследования двигателей. Во время второго полета (30.12.1970 г.) незадолго до посадки вышла из строя гидравлическая система, что послужило причиной катастрофы. Несмотря на это, работы не прекращались. Второй опытный образец был облетан в мае 1971 г. Приемо-сдаточные испытания были проведены в 1972 г., а весной 1973 г. самолет начал эксплуатироваться в летных подразделениях. До конца 1979 г. было выпущено 380 самолетов для авиации ВМС США. Первоначально планировалось строительство 710 самолетов с единичной стоимостью 11,5 млн. долл., однако в 1975 г. заказ был ограничен 386 самолетами. 5.12.1975 г. был осуществлен облет первого из 80 заказанных Ираном самолетов, поставки которому предполагалось завершить в 1980 г. (впоследствии на эти поставки было наложено эмбарго). Трудоемкость монтажа первых серийных самолетов составляла около 30000 чел.-ч, затем она снизилась до 12 500 чел.-ч (на 100-м экземпляре). В конце 1973 г. стоимость самолета составляла 13,9 млн. долл., а в 1978 г. 16,6 млн. долл.
В соответствии с тактико-техническими требованиями авиации ВМС США самолет F-14A может выполнять задания палубного истребителя-перехватчика и самолета прикрытия. Способность самолета выполнять разнообразные задания стоила ему значительного увеличения взлетной массы и массы конструкции по сравнению с предварительными оценками. В результате этого тяга примененной силовой установки оказалась на 30% меньше по сравнению с необходимой, что привело к ухудшению летных характеристик самолета. Ввиду этого, кроме базовой конструкции F-14A, была разработана модификация F-14B с более мощной двигательной установкой (опытный образец № 7). Его облет состоялся 12.09.1973 г. Предполагалось, что эта модификация будет запущена в серийное производство, начиная с самолета № 70. Однако дальнейшие работы над самолетом были прекращены по причине аннулирования программы разработки нового двигателя.
Рис. 2.165. Истребитель F-14A в полете со сложенными крыльями.
На базе самолета F-14B была спроектирована нереализованная модификация F-14C с усовершенствованной навигационной системой, позволяющей атаковать наземные цели при любых погодных условиях.
До конца марта 1978 г. разбилось 26 самолетов (из 270 эксплуатировавшихся). Установлено, что большинство аварий было вызвано низкой надежностью двигателей. После двух катастроф, которые произошли при одинаковых обстоятельствах 21 и 23 июня 1976 г., были запрещены полеты всех самолетов F-14. Было решено на первом этапе дополнительных работ модернизировать находящиеся в эксплуатации двигатели (усилить лопатки вентилятора, а сами двигатели сделать безопасными в случае отрыва лопаток). Ввиду недостаточной тяги силовой установки предполагалось, что на втором этапе двигатели TF-30 будут заменены новыми, более мощными. В конечном счете пришлось использовать на самолете двигатели из серии F401 (предназначавшиеся для самолета F-18), тяга которых была все же меньше требуемой. Эта программа усовершенствований и замены двигателей обошлась в 1,7 млрд. долл.
На базе самолета F-14A разрабатываются ударный самолет для действия по наземным целям А-14 и самолет радиопротиводействия EF-14.
F-14A отличается от других машин этого класса более мощным вооружением и увеличенным радиусом действия. Изменяемая автоматически в зависимости от скорости и высоты полета стреловидность крыла обеспечивает ему высокую маневренность. Так, в ходе учебных воздушных боев между F-14A и лучшим истребителем ВВС США F-15A первый превосходил соперника на форсированных разворотах с переходом в крутую горку. В учебных боях с самолетами F-106, F-4 и А-4 летчики, пилотирующие F-14A, использовали маневр «ножницы» – резкое торможение с выходом на большие углы атаки (при «распрямлении» крыла в процессе маневра), что приводило к проскакиванию вперед самолета-преследователя и превращению его в мишень. Однако основным преимуществом самолета перед другими, в частности F-4, является малый радиус разворота. В связи с этим F-14A считается лучшим истребителем ВМС США для выполнения задач перехвата и нанесения ударов по наземным и морским целям.
Описание самолета. «Томкэт» представляет собой построенный по классической схеме высоко- план, оснащенный крылом изменяемой геометрии, обеспечивающей изменение угла стреловидности передней кромки в диапазоне 20-68°. Для уменьшения занимаемой на авианосцах площади можно дополнительно складывать крылья под углом 75°. Изменение стреловидности во время полета осуществляется автоматически (или в соответствии с желанием пилота) в зависимости от условий. Автомат управления может быть запрограммирован на достижение максимальной скорости или максимальной подъемной силы. Скорость полного поворота консолей при переходе от минимального угла стреловидности к максимальному составляет 7°/с. Подвижные консоли крыла оснащены двухсекционными предкрылками, трехсекционными однощелевыми закрылками и четырехсекционными интерцепторами, а неподвижные части-выдвигаемыми дестабилизаторами и аэродинамическими гребнями. Предкрылки и закрылки (с углами отклонения 17 и 35° соответственно) используются во время взлета и посадки, а также при выполнении маневра (8,5 и 10°). Их отклонение возможно только при угле стреловидности, не превышающем 50°. Максимальный диапазон отклонения интерцепторов составляет 55°, однако их работа возможна до стреловидности крыла 57°. При увеличении стреловидности до 62° интерцепторы механически блокируются в положении «убрано». Дестабилизаторы (в виде небольших треугольных пластин) могут выдвигаться вперед из центропланных частей крыла автоматически в зависимости от скорости полета или вручную по командам пилота. При полетах с M › 1,4 возможно лишь автоматическое управление. Система обеспечивает линейное изменение угла выдвижения дестабилизаторов от 0 (при M = 1,0) до 15° (при M › 1,1) и от 5° (на высоте 2150 м) до 15° (на высоте 3050 м).
Управление самолетом осуществляется с помощью интерцепторов, управляемого дифференциального стабилизатора и рулей направления, расположенных на двухкилевом разнесенном вертикальном оперении, дополненном двумя подфюзеляжными килями. Горизонтальное стреловидное оперение (угол стреловидности 51 °) имеет диапазон углов отклонения + 14ч- 35°. При максимальной стреловидности крыла необходимая поперечная управляемость обеспечивается с помощью дифференциального стабилизатора. Кили (со стреловидностью 47° по передней кромке) имеют угол развала 5°. Рули направления отклоняются симметрично в обе стороны на угол ± 30°. На верхней и нижней поверхностях фюзеляжа, между плоскостями вертикального оперения, расположены два тормозных щитка. Они используются во время пикирования, пуска ракет и посадки (на этом режиме полета нижний щиток имеет ограниченный угол отклонения).
