CF-105 представляет собой двухместный, двухдвигательный высокоплан с треугольным крылом, построенный по схеме без горизонтального оперения. Крыло с углом стреловидности передней кромки 62° имеет относительную толщину профиля, меньшую в корневых частях (3,5%), большую в концевых (3,8%) и отклоненный вниз носок (от 8° в околофюзеляжных частях до 4° в концевых). Для уменьшения длины главных стоек шасси консоли крыла имеют отрицательный угол поперечного V ( – 4°), а для улучшения характеристики обтекания передняя кромка выполнена с геометрическим уступом, что позволило увеличить хорду консольных частей крыла на 10%. Выбранная схема высокоплана позволяет без особых затруднений заменять двигатели и вооружение, не подвергая модификации основную конструкцию планера. Управление осуществляется с помощью отдельных рулей, выполняющих роль элеронов (в консольных частях крыла) и руля высоты. Вертикальное оперение-классическое. Шасси-трехстоечное, со спаренными колесами. Колеса передней стойки – спаренные, а главных – сдвоенные по системе тандем. Фюзеляж самолета выполнен в соответствии с правилом площадей и оборудован контейнером с тормозным парашютом, а также подфюзеляжными тормозными щитками. Единственным видом вооружения самолета являются управляемые ракеты.
Двигательная установка. На опытном образце Mkl использовались два турбореактивных двигателя J75 фирмы «Пратт-Уитни» с тягой 73,40 кН (7485 кГ) без форсирования и 106,75 кН (10886 кГ) с форсированием каждый. Серийные самолеты предполагалось оснастить двигателями канадского производства «Ирокез» Р-13 фирмы «Оренда» тягой 88,26 кН (9000 кГ) без форсирования и 133,37 кН (13 600 кГ) с форсированием. Воздухозаборники – боковые, индивидуальные для каждого двигателя, регулируемые.
Рис. 2.84. Проекции дальнего истребителя-перехватчика «Эрроу» CF-105.
Летно-технические данные «Эрроу» Mkl
Размах крыла, м 15,24
Длина, м 23,71
Высота, м 6,48
Площадь несущей поверхности, м2 144,0
Взлетная масса (ном./макс.), кг 26000/29484
Максимальная посадочная масса, кг 24 500
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 180/205
Удельная нагрузка на крыло при посадке кг/м2 170
Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,21/1,38
Максимальное число Маха 1) 2,35
Максимальная скорость на высоте 15 000 м 2) , км/ч 1600 Взлетная скорость 2) , км/ч 315
Посадочная скорость 2) , км/ч 205
Время подъема на высоту 21 000 1) м, мин 4
Практический потолок 1) , м 21300
Максимальная дальность, км 2400
Длина разбега, м 914
1) Проектные данные.
2) Данные по летным испытаниям опытного образца.
«Фантом» II F-4 фирмы «Макдоннел» – многоцелевой двухместный истребитель – США, 1958 г.
Рис. 2.85. «Фантом» RF-4K авиации британских ВМС.
История создания. Разработка самолета началась летом 1953 г., а облет опытного образца XF4H-1 был осуществлен 27 мая 1958 г. В общей сложности за это время на создание самолета было затрачено 6,8 млн. чел.-ч, из них – 5000 чел.-ч заняли испытания в аэродинамической трубе, где были исследованы характеристики свыше 100 моделей оперения и 75 моделей крыла. По первоначальному замыслу «Фантом» проектировался как всепогодный сверхзвуковой перехватчик с большим радиусом действия. В дальнейшем потребовалось разработать такой самолет, который выполнял бы различные задания при полетах с большими скоростями на малых и больших высотах, а также мог базироваться как на стационарных аэродромах, так и на авианосцах. Последнее условие предопределило ограничение габаритов самолета. В целях повышения надежности и безопасности полета была принята двухдвигательная схема. Для повышения эффективности обнаружения, атаки и уничтожения скоростных целей самолет выполнен двухместным (с местами экипажа, расположенными друг за другом). В модификации самолета военно-морской авиации вторая кабина предназначается для оператора радиолокационной станции, а в модификации для ВВС-для второго пилота (этот самолет оснащен и второй системой управления).
Серийное производство самолетов для ВМС США (под обозначением F4H-1) и для ВВС США (под обозначением F-110A) было начато в 1961 г. Первые самолеты этого типа военно- морская авиация приняла на вооружение 29.06.1962 г. В связи с изменением системы обозначений в 1962 г. самолет был переименован на F-4. В общей сложности планировалось до 1980 г. построить 5200 самолетов (вместе с лицензионным изготовлением F-4EJ-B Японии и F-4F-B ФРГ). В 60-х годах цена самолета F-4C составляла 2,3 млн. долл., а в 1975 г. она возросла до 4,5 млн. долл. за самолет F-4E. Выпускались модификации самолета: -истребитель-бомбардировщик F-4A (предыдущее обозначение F4H-1; выпущено 23 предсерийных и 24 серийных самолета), F-4B (F4H-1F, 649 самолетов), F-4C (F-110A; облет 27.05.1963 г., 583 самолета, 36 самолетов поставлено Испании), F-4D (8.12.1965 г., 843 самолета, 32 поставлено Ирану и 18-Южной Корее), F-4G (20.03.1963 г., 12 самолетов в рамках серии F-4B), F-4J (производство 518 самолетов закончено в декабре 1972 г., первый продемонстрирован 27.05.1966 г.), F-4K (вариант F-4B для Великобритании, 27.06.1966 г., 52 самолета), F-4M (вариант F-4C для Великобритании, 17.02.1967 г., 118 самолетов), F-4N (модификация 178 самолетов F-4B, поставка с 21.02.1973 г.) и F-4S (модификация 260 самолетов F-4J, испытания первых двух опытных образцов в 1977 г.);
– истребитель дальнего проникновения F-4E (30.06.1967 г., 1127 самолетов, из них 168 поставлено Израилю, 36-Греции, 40-Турции, Ирану и Южной Корее) и F-4F (24.05.1973 г., 175 самолетов для ФРГ);
– самолет-разведчик RF-4B (F4H-1P, 12.03.1965 г., 46 самолетов), RF-4C (RF-110A, 9.08.1963 г., 505 самолетов), RF-4E (88 самолетов для ФРГ; самолеты эксплуатировались также в Греции, Израиле, Иране, Турции и Японии);
– истребитель-перехватчик F-4EJ (14.01.1971 г., 140 самолетов для Японии);
– опытный F-4CCV-самолет с дополнительным передним оперением, размещенным в носовой части фюзеляжа (в целях исследования возможности применения более эффективной системы управления в боевом самолете); облет совершен 29.04.1974 г.;
– истребитель F-4G для уничтожения радиолокационных станций («Уайлд визел»; на 1977-1979 гг. было запланировано производство 116 самолетов со специальным радиоэлектронным оборудованием)
Рис. 2.86. «Фантом» F-4B.
Описание самолета. «Фантом» II представляет собой свободнонесущий моноплан с низкорасположенным стреловидным крылом (угол стреловидности по линии фокусов 45°, удлинение 2,8) и стреловидным оперением. Относительная толщина профиля уменьшается по размаху крыла и характеризуется значениями: 5,1% в корневом сечении, 3,6% в сечении разъема концевой консоли и 2,7% в концевом сечении. Крыло имеет нулевой угол поперечного V и отогнутые вверх под углом 12° концевые части. В самолетах, базирующихся на авианосце, эти части выполнены складывающимися. С целью увеличения подъемной силы при малых скоростях полета крыло оснащено носовыми щитками, закрылками со сдувом пограничного слоя и системой сдува пограничного слоя с поверхности крыла. Передняя кромка имеет геометрический уступ, увеличивающий длину хорд концевых частей крыла на 10%. Плоская форма нижней части фюзеляжа обеспечивает его участие в создании подъемной силы. Система аэродинамического управления самолетом состоит из элеронов, интерцепторов, управляемого стабилизатора и классического вертикального оперения. Элероны отклоняются преимущественно вниз (диапазон углов отклонения-от 1° вверх до 30° вниз) и сопряжены с интерцепторами, отклоняемыми только вверх на угол до 45°. Система работает таким образом, что при отклонении элерона вниз на одной консоли крыла на другой консоли отклоняется вверх интерцептор. Кроме того, система управления элеронами позволяет отклонять их вниз (10°) после отклонения закрылков. Управляемый стабилизатор с большим отрицательным углом поперечного V (23°) и обратным профилем обеспечивает хорошую продольную управляемость и улучшает путевую устойчивость на больших углах атаки, действуя как подфюзеляжные кили с большим углом развала.
Конструктивно планер самолета разделен на семь частей: переднюю и центральную части фюзеляжа, хвостовую часть с вертикальным оперением, среднюю (занимающую около 70% размаха) и две концевые части крыла, а также горизонтальное оперение. Фюзеляж самолета полумонококовой конструкции выполнен в соответствии с правилом площадей преимущественно из сплавов алюминия и титана. Носовая часть с расположенными одна за другой кабинами экипажа отклонена вниз и состоит из двух половин-правой и левой, соединяемых между собой после завершения монтажа кабин. Панели и многие детали изготовлены методом химического фрезерования или обработкой под давлением. Например, центральная часть крыла при размахе 8,2 м имеет по осевой линии лишь один технологический разъем. Передние и задние лонжероны этой части крыла фрезеруются из кованых балок длиной 5,2 м. Обшивка ограниченного лонжеронами кессона с фрезерованными стрингерами и узлами соединения с силовым набором крыла выполняется из плит толщиной 50 мм. При этом толщина обшивки изменяется не только вдоль размаха, но и вдоль хорды. Для изготовления элементов центральной части фюзеляжа в области двигательного отсека широко использованы сплавы титана. Силовые шпангоуты фюзеляжа, к которым крепятся лонжероны крыла, выполнены из плит площадью 2,4 ? 1,5 м и толщиной 75 мм. Обшивка нижней части фюзеляжа, подвергающаяся воздействию выхлопных газов двигателей, выполнена из титана и защищена слоем керамики. Элероны и закрылки, а также концевые части крыла выполнены в виде сотовой конструкции с многослойной обшивкой из сплавов алюминия. В хвостовых частях стабилизатора, подверженного воздействию горячих газов, применена многослойная конструкция из нержавеющей стали. Такую же конструкцию, но с сотовым заполнением имеют носки горизонтального оперения, а обшивка его нижней части выполнена из титана.
