Шасси самолета-трехстоечное, передняя стойка убирается вперед. У самолета Р.1 А переднее колесо во время убирания поворачивается на 90° и укладывается плашмя под воздухозаборником. В связи с реконструкцией фюзеляжа в самолете Р.1 В механизм убирания был упрощен за счет отказа от поворота колеса. В целях обеспечения необходимой ширины колеи главные стойки шасси крепятся в геометрическом центре консолей крыла и убираются в стороны. Правда, это потребовало применения такой кинематики уборки, при которой обеспечиваются параллельность оси стойки относительно оси крыла и поворот колес на угол 60° (ввиду стреловидности крыла) в положении «убрано». Все это позволило более эффективно использовать объем околофюзеляжных частей в качестве больших топливных кессон-баков.
Двигательная установка. Первый опытный летный образец самолета Р.1 А был оснащен двумя турбореактивными двигателями «Сапфир» ASSa.5 фирмы «Бристоль-Сиддли» со статической тягой 35,60 кН (3630 кГ) каждый. На втором опытном экземпляре были установлены такие же двигатели, но с форсажными камерами, позволяющими развивать тягу 45,31 кН (4620 кГ). В обоих самолетах использован центральный воздухозаборник типа Пито, т.е. нерегулируемый, дозвуковой, без центрального тела. На опытном образце Р.1 В, самолетах пробной серии и первых серийных самолетах устанавливались двигатели «Эвон» RA.24R («Эвон» 210) фирмы «Роллс-Ройс» тягой 50,01 кН (5100 кГ) без форсирования и 64,18 кН (6545 кГ) с форсированием. Боевые самолеты F.Mk3 и самолеты Т.Мк5 и Т.Мк55 двухместной модификации оснащены усовершенствованными двигателями «Эвон» серии 300 тягой 72,77 кН (7420 кГ) с форсированием. «Лайтнинг» F.Mk6 и его экспортная модификация обладают двигателем с большим ресурсом «Эвон» 302-С тягой 48,05 кН (4900 кГ) и 72,50 кН (7393) соответственно без форсирования и с форсированием. На опытных образцах Р.1 В и серийных самолетах ввиду увеличения скорости самолета был использован новый воздухозаборник с центральным телом, положение которого регулируется в зависимости от скорости полета. С целью увеличения расхода воздуха при работе двигателя на земле или при малой скорости полета использованы вспомогательные щелевые заборники, закрываемые створками.
Рис. 2.35. Проекции многоцелевого истребителя «Лайтнинг».
Топливная система самолета состоит из двух кессон-баков (в околофюзеляжных частях крыла) и подвесного подфюзеляжного бака общей емкостью 2 ? 1084 + 1136 л. В модификациях F.Mk6 и F.Mk53 изменена форма и увеличена емкость подфюзеляжного бака. Самолет «Лайтнинг» оборудован также подкрыльными замками, обеспечивающими подвеску двух (F.Mk3) или четырех (F.Mk6/53, под крылом и над ним) дополнительных баков емкостью 1182 л каждый (F.Mk6/53 имеет дальность полета до 3000 км). Самолеты этих двух модификаций имеют оборудование для дозаправки топливом в полете. На подфюзеляжном баке (его место может занять контейнер с боеприпасами или разведывательной аппаратурой) имеется киль (два киля у F.Mk6 и F.Mk53), повышающий устойчивость самолета при полетах со сверхзвуковыми скоростями.
Вооружение. Самолеты первых трех модификаций (F.Mkl, 1А и 2) были оснащены стрелково- ракетным вооружением, состоящим из двух (калибра 30 мм) пушек типа «Эйден» Мк4 (с боезапасом по 120 снарядов на каждую), размещенных в нижней передней части фюзеляжа, и двух ракет класса воздух-воздух «Файрстрик» фирмы «Хокер-Сиддли», которые закрепляются на пилонах, расположенных по бокам передней части фюзеляжа, и имеют инфракрасную головку самонаведения. В модификации F.Mk3 отказались от пушек в пользу ракетного вооружения, которое было пополнено двумя контейнерами неуправляемых снарядов (по 24 шт. в каждом). Расширение перечня задач, выполняемых самолетами модификаций F.Mk6 и F.Mk53, потребовало дифференциации вооружения, которое для истребителя-перехватчика состояло из двух пушек «Эйден», двух ракет и контейнера с 44 снарядами SNEB калибра 68 мм (вместо подфюзеляжного бака), а для истребителей-бомбардировщиков-из двух пушек «Эйден» и двух бомб (по 445 кг) в отсеке вооружения или двух пушек и 4-6 контейнеров снарядов «Матра» 155. В модификации самолета-разведчика вместо отсека вооружения монтируется разведывательный контейнер «Винтен» 360 с пятью фотоаппаратами и съемными объективами, позволяющими осуществлять разведку на высотах 60-9000 м при полете со сверхзвуковой скоростью.
Летно-технические данные самолета F.Mk3
Размах крыла, м 10,61
Длина, м 16,84
Высота, м 5,97
Площадь несущей поверхности, м2 42,60
Масса пустого самолета, кг 11 000
Взлетная масса (ном./макс.), кг 18 000/22 500
Грузоподъемность, кг 2700
Емкость топливных баков (внутр./внешн.), л 3400/2364
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 399/447
Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,23/1,54
Максимальное число Маха 2,27
Максимальная скорость на высоте 12200 м, км/ч 2410
Максимальная скорость у земли, км/ч 1300
Полетная скорость, км/ч 950
Посадочная скорость, км/ч 220
Вертикальная скорость, м/с 254
Время подъема на высоту 18 300 м, мин 2,5
Практический потолок, м 18 300/21000
Максимальная (перегоночная) дальность, км 2200
Радиус действия (ср.), км 700
«Вуду» F-101 фирмы «Mакдоннел»-многоцелевой одноместный истребитель – США, 1954 г.
История создания. В 1946 г. ВВС США огласили требования к тяжелому истребителю дальнего проникновения. Работы по созданию этого самолета фирма «Макдоннел» начала 20.06.1946 г., а первое летное испытание опытного образца, обозначенного «Вуду» XF-88, было проведено 20 октября 1948 г. За это время было изготовлено только два опытных экземпляра (XF-88 и XF-88A, двигатель второго с форсажной камерой), так как в августе 1950 г. контракт был аннулирован по причине изменения оперативных концепций и технических требований со стороны командования ВВС. Поскольку в 1950 г. военно-воздушные силы США начали принимать на вооружение первые бомбардировщики В-47 «Стратоджет» фирмы «Боинг» и заканчивалась разработка еще более мощного и более скоростного самолета В-52 «Летающая крепость», то ВВС сформулировали требования к истребителю для нужд SAC (Стратегического авиационного командования ВВС США).
В 1951 г. фирма «Макдоннел» возобновила свои работы над проектом «Вуду», согласившись при этом на проведение существенных модификаций конструкции и оборудования. Первый летный образец, обозначенный F-101A, стал одновременно первым серийным самолетом. Его летное испытание было проведено 29.09.1954 г. Уже после запуска самолета в серийное производство Стратегическое авиационное командование изменило свое мнение и аннулировало программу, считая, что стратегические бомбардировщики В-47 и В-52 смогут (благодаря имеющемуся у них вооружению) выполнять свои задачи без сопровождения истребителей. В этой обстановке фирма предприняла попытку спасти самолет, переделав его для выполнения истребительно-бомбардировочных задач, а также перехвата и разведки применительно к нуждам Тактического авиационного командования ВВС США.
Самолет «Вуду» F-101 выпускался в следующих модификациях:
– истребитель-бомбардировщик F-101A (77 самолетов) и F-101C (47 самолетов);
– двухместный дальний перехватчик F-101B (480 самолетов, первое летное испытание 27.03.1957 г.);
– самолет тактической разведки YRF-101A (2 опытных образца, 10.05.1956 г.), RF-101A (35 самолетов) и RF-101C (166 самолетов, 12.07.1957 г.);
– тренировочный самолет TF-101B (переименованный впоследствии на TF-101F).
В общей сложности в 1954-1961 гг. было выпущено 807 самолетов F-101. Самолет F-101B стоил 1831000 долл. 12 декабря 1957 г. на базе 15-25 км был установлен рекорд скорости 1940,0 км/ч. Кроме США, самолеты F-101 находились на вооружении ВВС Канады (66 двухместных самолетов с обозначением CF-101B и CF-101F) и Тайваня (25 самолетов типа RF-101C).
Рис. 2.36. Серийный истребитель-бомбардировщик «Вуду» F-101A.
Описание самолета. Самолет «Вуду» является среднепланом классической схемы со стреловидным крылом относительной толщины 6-4,5% и стреловидным хвостовым оперением. Наиболее характерной чертой самолета, кроме компоновки двигателей и формы задней части фюзеляжа, является принятая форма крыла. Первоначально предполагалось использовать обычное стреловидное крыло с углами стреловидности по передней кромке ~ 37° и по задней кромке ~ 20°, т. е. такое, как и у XF-88. Однако увеличение взлетной массы самолета потребовало увеличения несущей поверхности, в связи с чем была принята концепция переменной стреловидности крыла по задней кромке (отрицательной вблизи корневого сечения и далее положительной по всему размаху). На верхней поверхности консолей крыла (приблизительно на половине размаха элеронов) расположены небольшие аэродинамические гребни. Сокращение пробега осуществляется за счет использования закрылков, трех тормозных щитков (один-в передней нижней части фюзеляжа, перед воздухозаборником, и два-по бокам фюзеляжа) и тормозного парашюта, расположенного в хвостовой части фюзеляжа.
