Чтение онлайн

Предназначение самолета для полетов на больших скоростях и высотах потребовало разработки безотказного и безопасного способа катапультирования пилота в случае аварии. В своем выборе конструкторы остановились на варианте отделения всей кабины от самолета. Кабина имела теплоизоляционное покрытие и стационарное переднее остекление, состоящее из двух стекол. Стекла не только сохраняли свои свойства до температуры 540°С, но и поглощали инфракрасные лучи.

Рис. 2.17. Проекции экспериментального самолета Х-2.

В целях уменьшения солнечного нагрева конструкции и увеличения интенсивности тепло- отвода в окружающую среду самолет покрашен в белый цвет.

Двигательная установка. В самолете использован восьмикамерный ракетный двигатель XLR-25CW фирмы «Кёртисс-Райт» с максимальной тягой – 71,10 кН (7250 кГ). Двигатель был оснащен насосами для подачи топлива (этиловый спирт и жидкий кислород), а также оборудованием для запуска, выключения и регулирования тяги двигателя во время полета. Емкость топливных баков обеспечивала работу двигателя в течение 2,3-6,0 мин.

Размах крыла, м 9,76

Длина, м 13,40

Высота, м 4,13

Площадь несущей поверхности, м2 24,30

Масса пустого самолета, кг 7300-8200

Взлетная масса, кг 13000

Удельная нагрузка на крыло, кг/м2 535

Отношение массы самолета к тяге, кг/даН 1,84

Максимальное число Маха 3

Максимальная скорость, км/ч 3360

Потолок, м 38430

Рис. 2.18. Истребитель-бомбардировщик «Супер-Сейбр» F-100F.

История создания. Работы по созданию сверхзвукового самолета, преемника самолета «Сейбр» F-86, были начаты в 1949 г. Проект был назван «Сейбр» 45 (модель NA-180), что должно было означать сохранение общей концепции самолета F-86 при использовании крыла с углом стреловидности 45°. Два года спустя был получен официальный заказ на создание двух опытных образцов YF-100 (впоследствии они получили обозначение YF-100A) и 110 серийных самолетов. Облет первого опытного образца, оснащенного турбореактивным двигателем с форсажной камерой XJ-57-P-7, был совершен 25.05.1953 г., а второго-14.10.1953 г. На самолете YF-100A 29.10.1953 г. был достигнут рекорд скорости полета по прямой 1215,3 км/ч на базе 15-25 км, который 20.08.1955 г. был побит самолетом F-100C (1323,3 км/ч).

В общей сложности в 1953-1959 гг. было изготовлено 2294 самолета «Супер-Сейбр» следующих модификаций:

– истребитель-перехватчик для дневных полетов F-100A (203 самолета, первый испытан 29.10.1953 г.);

– истребители-бомбардировщики F-100C (476 самолетов, 17.01.1955 г.) и F-100D (1274 самолета, 24.01.1956 г.);

– двухместный тренировочный F-100F (339 самолетов, опытный образец TF-100C испытан 6.08.1956 г., а первый серийный-7.03.1957 г.);

– два опытных образца YF-102A; три F-100B, переименованные впоследствии на YF-107A; один опытный образец NF-100F (для исследований на больших высотах) и один самолет-разведчик RF-100A.

Кроме США, самолеты F-100 были поставлены на вооружение во Франции, Дании, Турции и на Тайване. Цена самолета модификации F-100A составляла 486000 долл., F-100- С-662 000 долл. и F-100D-766 000 долл. Тот факт, что F-100 был первым серийным сверхзвуковым самолетом с турбореактивным двигателем, построенным в США, не мог не повлиять на трудоемкость и продолжительность процесса разработки и освоения, во время которого потребовалось проведение анализа разнообразных аэродинамических и конструктивных схем. До момента испытания первого летного образца на разработку было затрачено в общей сложности 4050000 человеко-часов, в том числе только на проведение аэродинамических исследований 200000 ч. Работы над опытным образцом и первым серийным вариантом самолета повысили трудоемкость до 4800000 человеко-часов. Описание самолета. Самолет F-100 представляет собой низкоплан классической схемы со стреловидным крылом, управляемым стабилизатором и классическим вертикальным оперением. Крыло относительной толщины 6% имеет прямолинейную переднюю кромку с углом стреловидности 45° и заднюю кромку с углом 25° при отрицательном поперечном V крыла 1°30'. Крыло оснащено пятисекционными предкрылками, размещенными по всему размаху, а также двухсекционными элеронами с относительной хордой 25% и значительным размахом, установленными в центральных частях консолей крыла. Элероны обеспечивают максимальную скорость крена самолета 360°/с. Каждый элерон состоит из двух секций, отклоняемых независимо друг от друга. Для управления элеронами использован необратимый гидропривод. Применение таких элеронов ограничило возможность применения закрылков; поэтому самолеты модификаций А-С их не имели. Увеличение взлетной массы в модификациях D и F (а также возрастание и без того высоких скоростей посадки) принудило фирму изменить конструкцию околофюзеляжных частей крыла. Угол стреловидности задней кромки стал иметь два значения (меньшее около фюзеляжа), что позволило применить закрылки с малым размахом и большой хордой. Использование системы сдува пограничного слоя с закрылков значительно повысило их эффективность.

В целях уменьшения посадочной скорости и скорости пикирования самолет оснащен тормозным щитком, площадь которого составляет 4,2% несущей поверхности. Тормозной щиток размещен на нижней поверхности центральной части фюзеляжа, за нишей уборки передней стойки шасси. Кроме того, имеется тормозной парашют, находящийся в контейнере под рулем направления. Парашют рассчитан на максимальную посадочную скорость 333 км/ч. Конструкция крыла приблизительно на 2/3 размаха (т.е. до нервюры, ограничивающей размах элеронов)-панельная, а концы консолей крыла выполнены со стрингерным набором и клепаным креплением элементов. Панельная конструкция состоит из 36 частей, соединенных между собой с помощью 264 соединительных элементов.

Рис. 2.19. Истребитель-бомбардировщик «Супер-Сейбр» F-100C.

Для фюзеляжа полумонококовой конструкции со значительным числом вырезов (длиной 14,2 м) характерно относительно большое сплющенное в нижней части поперечное сечение. В передней части фюзеляжа расположены отсек оборудования (над воздухозаборником), закрываемый люком, кабина экипажа и ниша уборки передней стойки шасси. Фонарь кабины состоит из неподвижной передней части с лобовым стеклом, установленным под большим углом наклона, и открываемого снизу назад обтекателя; к центральной части фюзеляжа, содержащей топливные баки, крепятся консоли крыла. Двигатель самолета (длиной ~ 4,5 м) крепится с передней стороны к силовому шпангоуту средней части фюзеляжа, а после подсоединения хвостовой части фюзеляжа с помощью самоцентрирующихся стыковочных соединений оказывается закрепленным и с другой стороны.

Двухлонжеронный киль выполнен как одно целое с хвостовой частью фюзеляжа. Стабилизатор размещен внизу хвостовой части фюзеляжа. Максимальное отклонение рулей высоты и направления составляет + 20°, а их максимальная толщина не превышает 75 мм. Над рулем направления (сравнительно небольшой площади) размещены патрубки дренажа топливных баков и лампа хвостового огня. Для увеличения поверхности вертикального оперения киля в целях улучшения путевой устойчивости использован килевой гребень. Площадь и размах стабилизатора были увеличены после изготовления 70 самолетов. Угол стреловидности крыла и стабилизатора по передней кромке одинаков.

Шасси – трехстоечное. Передняя стойка со сдвоенными колесами убирается назад. Главные стойки шасси балочно-подкосного типа с одинарными колесами убираются вбок, в околофюзеляжную часть крыла. Пневматики колес-высокого давления, рассчитаны на 20 посадок. Все стойки шасси имеют внутренние амортизаторы. В задней части фюзеляжа находится убираемая пята, предохраняющая эту часть конструкции самолета от поломок во время взлета и посадки. Самолет приспособлен для безаэродромного старта с подвижных стартовых катапульт, аналогичных тем, с которых запускались ракеты «Матадор».

Планер самолета рассчитан на эксплуатационный коэффициент перегрузок от + 6 до – 2.

Двигательная установка. Самолеты F-100A оснащены турбореактивными двигателями J57-P-7 фирмы «Пратт-Уитни» тягой 43,15 кН (4400 кГ) без форсирования и 63,74 кН (6500 кГ) с форсированием. На остальных модификациях самолета установлены более совершенные двигатели J57-P-21 тягой 52,04 кН (5307 кГ) и 75,62 кН (7711 кГ) соответственно без форсирования и с форсированием. Запуск двигателя осуществляется с помощью пневмостартера. Топливо размещено преимущественно в фюзеляжных баках (сплющенная нижняя часть фюзеляжа позволила разместить баки как под двигателем, так и под форсажной камерой) и в двух малых крыльевых баках (2 ? 850 л). Общий запас топлива составляет 4487 л и может быть увеличен за счет дополнительных баков, подвешиваемых под крылом (2 ? 945 л + 2 ? ? 850 л или 2 ? 1700 л), до 8077 л. У всех фюзеляжных баков имеются собственные заливные горловины утопленного типа. Кроме того, вся топливная система имеет одну общую заливочную горловину для дозаправки самолета в полете.