Рис. 2.22. Проекции самолета «Дельта-Деггер» F-102 (боевая и учебно-боевая модификации).
Фюзеляж самолета выполнен в соответствии с правилом площадей. Передняя часть фюзеляжа заострена, вытянута и (в целях улучшения видимости из кабины пилота) несколько отклонена вниз. С обеих сторон хвостовой части фюзеляжа установлены большие обтекатели для улучшения аэродинамического сопряжения крыла, фюзеляжа и оперения в соответствии с правилом площадей. Фонарь кабины в поперечном сечении имеет вид треугольника. Каркас отлит из магниевого сплава. Отделяемая часть фонаря во время полета находится под нагрузкой сжатой пружины, и в случае необходимости покинуть самолет освобожденная пружина отбрасывает ее вверх и назад. Остекление передней части фонаря состоит из трех слоев. Внешний слой представляет собой закаленное стекло толщиной 4,76 мм, покрытое с внутренней стороны токопроводящей сеткой. Промежуточный слой толщиной 3,2 мм выполнен из органического стекла. Внутренний слой также выполнен из закаленного стекла толщиной 12,7 мм. Шасси самолета-трехстоечное с одинарными колесами. Передняя стойка убирается вперед, а главные – вдоль размаха крыла, причем колеса главных стоек убираются в фюзеляж, а сами стойки-в околофюзеляжную часть крыла.
Крыло пятилонжеронной конструкции, киль четырехлонжеронной и фюзеляж конструкции типа «полумонокок» изготавливаются в основном с помощью клепки. Лишь некоторые части планера, такие, как концы консолей крыла, аэродинамические гребни, руль направления, хвостовые части элевонов, люки ниш шасси, выполнены в виде клееных конструкций, для изготовления которых использовался клей «Нармко» 402, затвердевающий в течение 2 ч при температуре 175°С и под давлением 0,46 МПа. Основная часть конструкции самолета выполнена преимущественно из сплавов алюминия, однако применены также титан и его сплавы. Из титана изготовлены элементы обшивки фюзеляжа, нервюр, кожухов экранов системы обогрева и вентиляции кабины пилота. Сплавы титана использованы для изготовления силового набора фюзеляжа и лонжеронов крыла.
В учебно-тренировочных самолетах TF-102A кресла пилота и инструктора размещены рядом в несколько расширенной кабине. Из-за расширения передней части кабины потребовалось изменение конструкции воздухозаборников, что вместе с возросшим сопротивлением фюзеляжа привело к ухудшению летных характеристик этой модификации самолета по сравнению с одноместным вариантом.
Двигательная установка. На опытных образцах самолета YF-102 был установлен турбореактивный двигатель J57-P-11 фирмы «Пратт-Уитни», а на опытных образцах YF-102A-двигатели J57-P-23 и J57-P-41. Серийные самолеты F-102A были оснащены двигателями J57-P-11 или J57- Р-35, а самолеты TF-102A-двигателями J57-P-23. Двигатель J57-P-11 развивает тягу 48,54 кН (4950 кГ) без форсирования и 66,68 кН (6800 кГ) с форсированием. Воздухозаборники двигателя расположены по обеим сторонам фюзеляжа на уровне кабины пилота. Кромки воздухозаборников – острые, сверхзвуковые, нерегулируемые. Четыре герметичных топливных бака-отсека находятся в крыле.
Вооружение. Вооружение самолета состоит из 6 управляемых ракет «Фолкон» GAR-1, размещенных внутри фюзеляжа в отсеке, расположенном непосредственно за нишей уборки передней стойки шасси. Ракеты «Фолкон» имеют устройства, позволяющие выдвигать их из фюзеляжа. В самолете имеются также контейнеры с НУРС, которые размещаются в обтекателях, закрывающих отсек управляемых ракет. Кроме того, самолет может нести ракеты «Фолкон» на наружной подвеске (под крылом и фюзеляжем).
Летно-технические данные F-102A
.Размах крыла, м 11,62
Длина, м 20,81
Высота, м 4,46
Площадь несущей поверхности, м2 61,45
Взлетная масса (ном./макс.), кг 12950/14500
Максимальная посадочная масса, кг 14000
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 211/236
Удельная нагрузка на крыло при посадке, кг/м2 228
Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге двигателя (при форсировании), кг/даН 1,94/2,17
Максимальное число Маха 1,25
Максимальная скорость на высоте 12200 м, км/ч 1328
Максимальная скорость у поверхности земли, км/ч 1190
Полетная скорость с подвесками, км/ч 1014
Посадочная скорость, км/ч 240
Вертикальная скорость, м/с 61
Практический потолок, м 16 500
Перегоночная дальность, км 2172
Радиус действия (ном./макс.), км 540/800
Длительность полета, ч 2,5
«Жерфо» фирмы «Нор авиасьон»-одноместный истребитель- перехватчик – Франция, 1954 г.
Рис. 2.23. Опытный образец истребителя-перехватчика «Жерфо» II.
История создания. К проектированию первого во Франции сверхзвукового самолета с турбореактивным двигателем фирма SFECMAS 1* приступила в 1952 г. В процессе разработки самолета «Жерфо», кроме обычных испытаний модели в аэродинамической трубе, проводились также исследования опытных планеров «Арсеналь» Ars. 1301 и Ars. 2301, соответственно с треугольным и стреловидным крылом. Первый опытный образец самолета NORD 1402 «Жерфо» IA был построен в 1953 г.; испытательный облет его совершен 15.01.1954 г. На этом самолете 3 августа 1954 г. впервые в Западной Европе была превышена скорость звука в горизонтальном полете.
После окончания первой стадии исследований на самолете было установлено новое крыло с увеличенным на 1 м размахом, а двигатель «Атар» 101С без форсажной камеры был заменен двигателем «Атар» 101D с форсажной камерой. В январе 1955 г. начались летные испытания самолета, названного «Жерфо» IB. В 1954 г. были начаты проработки боевого варианта этого самолета, который получил обозначение «Нор 1405» «Жерфо» II и был испытан в начале 1956 г. В феврале 1957 г. на этом самолете была достигнута рекордная скорость подъема на высоту 15 000 м (с 3000 м). Несмотря на великолепную управляемость в области околозвуковых скоростей и высокую скороподъемность, самолет так и не вышел из стадии экспериментального образца.
Описание самолета. «Жерфо» является однодвигательным низкопланом классической схемы с треугольным крылом, имеющим угол стреловидности по передней кромке 57°30' и выполненным с применением профилей NACA 6500А относительной толщины 5,5%. Конструкция крыла-двух лонжеронная (первый лонжерон расположен под углом 28° относительно поперечной оси, второй – под углом 6° к ней). Принятое решение использовать прямой воздушный канал в осевой части самолета с целью улучшения условий работы двигателя и обеспечения возможности его легкой замены привело к тому, что фюзеляж самолета приобрел специфическую форму, связанную с необходимостью размещения кабины пилота и топливных баков в специальной надстройке, расположенной над зеркально-симметричной нижней частью. Над выходным соплом размещен отсек тормозного парашюта. Фонарь кабины пилота имеет неподвижную переднюю часть и открываемый вверх и назад обтекатель. Управление самолетом осуществляется с помощью элеронов, расположенных по всему размаху крыла, управляемого стабилизатора и руля направления, размещенного на нормальном вертикальном оперении. Шасси -трехстоечное, с одинарными колесами. Передняя стойка убирается назад, в фюзеляж, а главные-в околофюзеляжную часть крыла.
С целью улучшения путевой устойчивости, а также для предохранения выходного сопла двигателя от повреждений при взлете и посадке на опытных образцах «Жерфо» I были использованы два подфюзеляжных киля, установленные с углом развала 120°. При проектировании «Жерфо» II была в основном сохранена схема самолета «Жерфо» I, однако около 80% конструктивных элементов и узлов было модифицировано. В частности, был удлинен фюзеляж, кабина пилота перемещена вперед, уменьшено удлинение крыла, применен регулируемый воздухозаборник и т.п.
Двигательная установка. В опытных образцах самолета IA и IB применены турбореактивные двигатели «Атар» фирмы SNECMA соответственно типа 101С без форсажной камеры с тягой 27,65 кН (2820 кГ) и типа 101D с форсажной камерой. В самолете «Жерфо» II использован двигатель «Атар» 101G тягой 33,34 кН (3400 кГ) без форсирования и 43,15 кН (4400 кГ) с форсированием. Топливные баки емкостью 850 л размещались только в фюзеляже.
1* Французское опытно-конструкторское объединение SFECMAS организовано в 1952 г. на базе фирмы «Арсеналь де л'аэронотик»; в 1954 г. объединилось с фирмой «Нор».
Рис. 2.24. Проекции истребителя-перехватчика «Жерфо» I.
Летно-технические данные «Жерфо» IB «Жерфо» II
Размах крыла, м 7,50 6,66
Длина, м 9,9 11,25
Высота, м 4,1 3,55 2*
Площадь несущей поверхности, м2 26,2 22,0
Масса пустого самолета, кг 3900 3900
Нормальная взлетная масса, кг 4750 5500
Емкость внутренних топливных баков, л 850
Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 185 250
