– разведчик RA-5C (A3J-3P; облет опытного образца YA-5C состоялся 29.04.1962 г., серийного самолета-30.06.1962 г.; всего изготовлено 6 опытных образцов и 71 серийный самолет).
Изменившиеся взгляды военных и отказ от палубных стратегических самолетов привели к тому, что модификацию А-5 стали приспосабливать к выполнению задачи дальнего проникновения. Все самолеты модификации А-5 А и А-5В до января 1968 г. были переоборудованы в самолеты-разведчики RA-5C. Стоимость самолета первой серии А-5А составляла 9 млн. долл. и была связана с затратами на разработку опытного образца. В 1963 г. стоимость самолета была снижена до 6 млн. долл. В общей сложности в 1960-1971 гг. было выпущено 156 самолетов.
Описание самолета. Двухместный, двухдвигательный самолет А-5 представляет собой обычной схемы высокоплан с управляемым стабилизатором и однокилевым цельноповоротным вертикальным оперением. Профиль крыла имеет относительную толщину около 5% (некоторые источники указывают величину 3,5%), а угол стреловидности передней кромки равен 35°30'. В целях уменьшения площади, занимаемой самолетом на стоянке, концевые части крыла могут складываться вверх (при помощи гидропривода), а верхняя часть киля-отклоняться вбок. Каждая консоль крыла оснащена трехсекционными носовыми щитками, размещаемыми по всему размаху, и закрылками, занимающими в модификации А-5А 2/3, а в модификациях В и С всю длину неподвижных частей крыла. В модификациях В и С применен сдув пограничного слоя с крыла и с закрылков.
Управление самолетом осуществляется с помощью интерцепторов, управляемого дифференциального стабилизатора и цельноповоротного киля. При поперечном управлении одновременно отклоняются интерцепторы и плоскости стабилизатора. Трехсекционные интерцепторы щелевого типа работают таким образом, что корневые и центральные секции направляют воздушный поток выше закрылков, а концевые секции-под концевые части крыла (А-5А) или концевые секции закрылков (А-5В/С). В системе используются необратимые гидроусилители.
Трехстоечное шасси убирается в фюзеляж (главные стойки-в ниши под воздушными каналами заборников). Переднее колесо-управляемое, колеса главных стоек оснащены многодисковыми тормозами. Перед передней стойкой находится тормозной щиток (по всей ширине фюзеляжа). В задней части фюзеляжа располагается крюк для посадки на авианосец. Кабина с местами экипажа, расположенными друг за другом, оснащена катапультируемыми сиденьями класса 0-0 с ракетными ускорителями и стабилизирующими парашютами. Лобовое стекло с небольшим углом наклона выполнено из пуленепробиваемой, монолитной плиты (кварцевое стекло) длиной 1165 мм, шириной 740 мм и высотой 457 мм. Фонарь кабин пилота и штурмана открывается вверх-назад, причем остекление кабины штурмана состоит лишь из небольших иллюминаторов для наблюдений по сторонам.
Рис. 2.89. Проекции самолета «Виджилент» в модификациях А-5 и RA-5C.
Двигательная установка. На опытных образцах и первых серийных самолетах использовались турбореактивные двигатели J79-GE-2 фирмы «Дженерал электрик» тягой по 46,58 кН (4750 кГ) без форсирования и 66,68 кН (6800 кГ) с форсированием. Остальные самолеты модификаций АиВ оснащались двигателями J79-GE-8 тягой соответственно 48,49 кН (4945 кГ) и 75,61 кН (7710 кГ). На самолетах модификации RA-5C устанавливались двигатели J79-GE-10 тягой соответственно 52,91 кН (5395 кГ) и 79,63 кН (8120 кГ). Воздухозаборники двигателей выдвинуты вперед относительно корневых частей крыла. Они имеют прямоугольное поперечное сечение с выдвинутой вперед острой верхней входной кромкой, которая вместе с находящимся внутри воздухозаборника подвижным клином выполняет функцию генератора системы скачков уплотнения. Угол при вершине клина изменяется автоматически, обеспечивая заданный расход воздуха и дозвуковой поток на входе в компрессор. Самолет имеет две независимые системы подачи топлива: одна предназначается для питания двигателей, а другая – форсажных камер. У самолета модификации А-5А топливо располагается в крыльевых кессон-баках и трех фюзеляжных баках (между воздухозаборниками, над бомбовым отсеком и над двигателями). В модификациях В и С благодаря увеличению строительной высоты фюзеляжа за кабинами экипажа увеличена емкость переднего бака. На самолете А-5С (при использовании его для выполнения чисто разведывательных заданий) в бомбовом отсеке можно дополнительно разместить 2-3 топливных бака, а также подвесить на подкрыльных пилонах (вместо вооружения) 4 бака емкостью по 1415 л. Баки заправляются под давлением через одну горловину, расположенную снизу в передней части фюзеляжа. Самолет имеет оборудование для дозаправки топливом во время полета. Топливоприемник находится в фюзеляже с левой стороны кабины пилота.
Специальное оборудование самолета RA-5C.
В модификациях АиВ основным вооружением является водородная бомба, находящаяся в бомбовом отсеке, оборудованном четырьмя узлами подвески. На трех из них могут закрепляться топливные баки, опоражниваемые на начальном этапе полета и сбрасываемые вместе с бомбой при помощи порохового выбрасывателя. В модификации RA-5C вместо бомбоотсека в нижней части фюзеляжа устроен специальный контейнер с фотографическим оборудованием. В этом контейнере находятся фотоаппараты, РЛС бокового обзора (SLAR) и блоки электронного противодействия. В передней части контейнера находятся камеры с нормальным углом зрения, направленным вперед-вниз. За ними (в зависимости от задания) может быть размещена панорамная камера для съемки с малых высот или камера, позволяющая выполнять четкие снимки с высоты более 20 000 м. Фотокамеры обоих типов имеют два объектива с полем зрения 180° и вращающуюся двойную призму. Перемещение фотопленки осуществляется синхронно со скоростью вращения призм, соответствующей скорости самолета. Камеры помещаются на гиростабилизированной платформе, что обеспечивает высокое качество съемки.
Летно-технические данные RA-5C
Размах крыла, м 16,15
Длина, м 23,11
Высота, м 5,92
Площадь несущей поверхности, м2 71,44
Масса пустого самолета, кг 18552
Взлетная масса (ном./макс.), кг 30300/36285
Емкость топливных баков (внут./внешн.), л 13625/6056
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 424/508
Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,91/2,27
Максимальное число Маха 2,1
Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2230
Максимальная скорость у земли, км/ч 1017
Практический потолок, м 20400
Максимальная дальность, км 4800
Радиус действия, км 1600
Е -150- одноместный истребитель-перехватчик конструкции А. И. Микояна-СССР, 1958 г.
Рис. 2.90. Истребители-перехватчики И-75Ф (а), Е-150 (б), Е-152 (в) конструкции А. И. Микояна.
История создания. Одними из первых сверхзвуковых истребителей-перехватчиков, поступивших на вооружение советских ВВС, были МиГ-19П и МиГ-19ПМ. Однако вследствие быстрого прогресса авиации потолок, максимальная скорость и используемая бортовая аппаратура самолетов МиГ-19 вскоре оказались недостаточными для успешного решения задач перехвата скоростных и высотных целей. С учетом этого параллельно с созданием истребителя МиГ-21 конструкторское бюро разрабатывало одноместный опытный истребитель-перехватчик И-75Ф с большими проектными максимальной скоростью и потолком. Особое внимание уделялось вопросам наведения самолета на цель, для чего он был оборудован усовершенствованной РЛС и автоматизированной системой наведения, использующей информацию, поступающую с наземных станций ПВО.
Самолет И-75Ф по аэродинамической схеме был подобен МиГ-21, но имел увеличенные по сравнению с ним взлетную массу и габариты (длина самолета около 17 м, размах крыла 9,8 м, масса 11 380 кг). На самолете установлен один турбореактивный двигатель АЛ-7Ф конструкции А. М. Люлька.
Летные испытания самолета начались в 1957 г.; были достигнуты максимальная скорость в горизонтальном полете 2300 км/ч и потолок 21 ООО м. Самолет имел только ракетное вооружение, состоящее из двух самонаводящихся ракет класса воздух-воздух, подвешиваемых на подкрыльных пилонах. В серийное производство запущен не был, так как предпочтение было отдано истребителю конструкции П. О. Сухого, испытания которого начались на год раньше. Тем не менее опыт разработки и испытаний И-75Ф был использован при создании истребителя МиГ-21 (в частности, модификаций перехватчика-ПФ и ПФМ) и более совершенного Е-150.
Для создания высотного скоростного всепогодного перехватчика Е-150 потребовалось разработать новые термостойкие материалы (жаропрочные стали, титановые сплавы, композиты) и соответствующую технологию производства. В 1958 г. опытный экземпляр был построен и начались летные испытания. В 1958-1960 гг. были созданы две новые опытные модификации истребителя, получившие обозначения Е-152А и Е-152М и отличавшиеся применением усовершенствованной системы радиолокационного наведения на цель, модернизированной силовой установки и трех подфюзеляжных килей. Однако общие очертания самолета остались практически неизменными. Летные характеристики самолетов серии 150 для своего времени были уникальными. Так, максимальная скорость горизонтального полета этих самолетов на высоте 20000 м составляла 3000 км/ч, а практический потолок 25 000 м. Эти показатели были достигнуты без применения ракетных ускорителей. Позднее на базе самолетов серии 150 был разработан рекордный самолет Е-166, на котором было установлено несколько мировых рекордов скорости и высоты полета.
