Чтение онлайн

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).

Характерной чертой самолета являются две входящие в конструкцию фюзеляжа двигательные гондолы, предопределяющие как конфигурацию, так и площадь его поперечного сечения. В конусообразной носовой части фюзеляжа находится кабина экипажа с расположенными друг за другом катапультируемыми сиденьями класса 0-0 (для пилота и штурмана). С учетом возможности одновременного катапультирования направляющие для катапультирования сиденья пилота отклонены влево, а штурмана – вправо относительно плоскости симметрии самолета. Фонарь кабины состоит из неподвижной передней и открываемой вверх-назад задней части. На самолете установлено трехстоечное шасси, аналогичное примененному на самолете «Интрудер» А-6. Все стойки шасси убираются вперед. Главные стойки, с одинарными колесами, крепятся и убираются в околофюзеляжные части крыла. Во время уборки колесо поворачивается относительно стойки, чем обеспечивается его плоское положение. Передняя стойка, со спаренными колесами, убирается в находящуюся под креслом пилота нишу.

Планер самолета рассчитан на эксплуатационную перегрузку +6,5 и обладает летным ресурсом 6000 ч. 39% массы конструкции составляют элементы из сплавов алюминия, 24%-титана, 17%-из легированной стали и 20%-из синтетических материалов. Центроплан коробчатой конструкции (для размещения топливного кессон-бака) заканчивается четырьмя проушинами крепления подвижных частей крыла. Он полностью выполнен из сплавов титана методом электронно-лучевой сварки и имеет многослойную обшивку. Поворотные консоли крыла выполнены по двухлонжеронной схеме с обшивкой из сплава титана и дюралевых стрингеров и нервюр. Конструкция килей и стабилизаторов также двухлонжеронная, но со многослойной обшивкой. Предкрылки, закрылки, интерцепторы и руль направления также имеют многослойную обшивку. Балочной конструкции фюзеляж с коваными силовыми шпангоутами выполнен из сплавов титана. На F-14A установлена многорежимная обзорно- прицельная система AN/AWG-9, которую используют оба члена экипажа. Система состоит из импульсной доплеровской РЛС поиска, обнаружения, сопровождения целей и наведения, а также инфракрасного датчика поиска и целеуказания. Система обеспечивает обнаружение истребителей на расстоянии до 160 км, а крылатых ракет-до 110 км. Она позволяет автоматически сопровождать до 24 целей на проходе при сканировании, а также захватывать маневренные цели в ближнем бою. Аппаратура обеспечивает возможность одновременного наведения шести ракет «Феникс» на шесть различных целей, находящихся на разных высотах и удалениях. ИК-датчик используется для целеуказания ракетам с инфракрасной головкой самонаведения «Супер-Сайдуиндер». Под носовой частью фюзеляжа установлены система опознавания целей ASX-1 оптоэлектронного типа и телевизионная камера, позволяющие осуществлять визуальное распознавание целей на дальности более 8 км.

Рис. 2.166. Проекции многоцелевого истребителя с изменяемой геометрией крыла «Томкэт» F-14.

Двигательная установка. Опытные образцы (за исключением № 7) и серийные самолеты оснащались двумя двухвальными турбовентиляторными двигателями TF-30-P-412A фирмы «Пратт-Уитни» с усовершенствованной системой дожигания (по сравнению с модификацией двигателей, устанавливаемых на F-111 и дозвуковом самолете «Корсар» II А-7), обеспечивающей тягу 88,90 кН (9070 кГ). На самолетах F-14B использовались двигатели той же фирмы F401-PW-400 общей тягой на форсаже 249,97 кН (25 490 кГ), представляющие собой усовершенствованный вариант двигателя F100-PW-100, устанавливаемого на самолете F-15. Прямоугольного сечения боковые воздухозаборники регулируются с помощью подвижных рамп и перепускных створок, управляемых гидроприводом. Топливо размещается в баках поворотных и центропланных частей крыла, а также в центральной и хвостовой частях фюзеляжа. Самолет оснащен оборудованием для дозаправки в полете и подфюзеляжными узлами подвески, к которым могут крепиться два дополнительных бака.

Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из шестиствольной пушки «Вулкан» М61-А1 калибра 20 мм, расположенной в передней части фюзеляжа (боезапас 675 снарядов). На двенадцати наружных подвесках самолет может нести ракеты класса воздух-поверхность AGM-53A «Кондор» и AGM-65 «Мейверик», блоки НУ PC «Зуни», ракеты класса воздух-воздух «Сперроу», «Феникс» и «Сайдуиндер», управляемые (GBU-15) и неуправляемые бомбы (включая ядерные) и контейнеры аппаратуры лазерного и телевизионного наведения общей массой 6577 кг.

Размах крыла (макс./мин.), м 19,45/11,64

Длина, м 18,89

Высота, м 4,88

Площадь несущей поверхности (мин./макс.), м2 59,3 1) /72,5

Масса пустого самолета, кг 18100

Взлетная масса (ном./макс.), кг 24300/33 724

Максимальная посадочная масса, кг 23 510

Грузоподъемность, кг 6577

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), кг 7348/1724

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 448/569

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,37/1,90

Максимальное число Маха 2,40

Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2550

Скорость у земли, км/ч 1470

Скорость посадки/взлета, км/ч 222/185

Вертикальная скорость, м/с 160

Практический потолок, м 21 000

Дальность (ном./макс. с грузом 3300 кг), км 1754/2140

Длина разбега, м 366

Длина пробега, м 488

1) Ориентировочно, в некоторых источниках приводится величина 52,49 м2 .

Рис. 2.167. Опытный образец истребителя «Мираж» G.8.

История создания. После анализа результатов испытаний и эксплуатации однодвигательного опытного образца «Мираж» G, а также серийных самолетов F-111 представители ВВС Франции выступили в 1968 г. с предложением разработки двухдвигательного варианта. Эта модификация получила наименование «Мираж» G4. После разработки эскизного проекта и проведения массового анализа оказалось, что взлетная масса самолета будет составлять ~ 27 000 кг. Поскольку такая масса оказалась слишком большой для палубной авиации, то проект был подвергнут значительной переработке. При этом было запланировано изготовить два опытных образца: прототип двухместного истребителя- бомбардировщика (для выполнения заданий на малых высотах) и прототип одноместного истребите ля-перехватчика. 8 мая 1971 г. был совершен облет первого (двухместного) опытного образца, обозначенного «Мираж» G.8.01, с взлетной массой ~ 20 000 кг. Облет второго опытного образца G.8.02 состоялся 13 июля 1972 г.