Чтение онлайн

Вооружение. Самолеты F-5 отличаются мощным и разнообразным для своих габаритов вооружением. Основным стрелковым вооружением являются две пушки М-39 калибра 20 мм, смонтированные в передней части фюзеляжа (боезапас – 280 снарядов на пушку). Кроме того, самолет может быть дополнительно вооружен спаренными пулеметами 7,62-мм калибра в контейнерах, закрепляемых на подкрыльных узлах (2-4 пулемета) с боезапасом по 1500 пуль на пулемет. Ракетное вооружение зависит от характера выполняемого задания и может состоять из управляемых ракет или НУРС. К основному ракетному вооружению относятся ракеты класса воздух – воз дух «Сайдуиндер» и класса воздух- земля «Булпап». На пяти замках (4 подкрыльных и 1 подфюзеляжный) можно подвешивать бомбы различных габаритов, массы и назначения, контейнеры со снарядами «Зуни», ракеты «Шрайк» или дополнительные топливные баки. Самолет не приспособлен для переноса ядерного оружия.

Размах крыла, м 7,70 8,13

Длина, м 14,68 14,68

Высота, м 4,06 4,06

Площадь несущей поверхности, м2 15,79 17,30

Масса пустого самолета, кг 3667 4392

Взлетная масса (ном./макс.), кг 6080/9379 7030/ /10 922

Максимальная посадочная масса, кг 9006

Грузоподъемность, кг 2812 3175

Емкость топливных баков (внешн./внутр.), л 2207/2082 2563/2648

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 385/594 406/630

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,59/2,45 1,58/2,47

Максимальное число Маха 1,4 1,64

Максимальная скорость на высоте 11000 м, км/ч 1487 1742

Максимальная скорость у земли, км/ч 1223

Посадочная скорость, км/ч 237 230

Вертикальная скорость, м/с 145 165

Практический потолок, м 15390 16 460

Максимальная дальность, км 2594 2860

Радиус действия (ном./макс.), км 314/898 222/1083

Продолжительность полета, ч 3,15

Длина разбега, м 808 640

Взлетная дистанция (при нормальной массе), м1113 914

Длина пробега, м 701 732

Посадочная дистанция (при нормальной массе), м 1189 747-1417

Рис. 2.98. Экспериментальный самолет Х-15 на аэродроме.

История создания. В июне 1954 г. были разработаны тактико-технические требования к экспериментальным самолетам для космических исследований. Эти требования касались проблем аэродинамики в диапазоне скоростей до M = = 7,0, устойчивости и управляемости, конструкции планера и его оборудования, двигателей, а также психофизиологических аспектов космических полетов. В декабре 1954 г. был объявлен конкурс, в результате которого в 1955 г. создание самолета было поручено фирме «Норт Америкен» в кооперации с двигателестроительной фирмой «Риэкшн моторз». Строительству и облету опытного образца предшествовали не только обычные аэродинамические и прочностные испытания, но также исследования аэродинамического нагрева (исследования проводились на моделях, выполненных в масштабе 1:15, в диапазоне чисел Маха 0,6-7,0) и специальная подготовка пилотов. Будущие пилоты самолета Х-15 должны были выполнить 2000 «полетов» на тренажере, пройти испытания на центрифуге, в условиях высоких и низких температур окружающей среды, малых давлений и в состоянии невесомости (испытания в условиях невесомости проводились на транспортном самолете).

Первый из трех опытных образцов Х-15А был впервые показан публично 15.10.1958 г. Десятого марта 1959 г. был совершен первый полет Х-15 на подвеске соответствующим образом переоборудованного самолета «Боинг» В-52А (для испытаний трех самолетов Х-15 были подготовлены два В-52), а 8 июня были предприняты отделение Х-15 от самолета-носителя и его последующий планирующий полет. Испытание прошло успешно: самолет Х-15 совершил полет со скоростью ~ 400 км/ч и спустя 5 мин приземлился на дне высохшего соленого озера, находящегося на территории авиационной базы им. Эдвардса в Калифорнии. Первый полет с работающим двигателем (на втором опытном образце) был совершен 17.9.1959 г. Во время третьего полета этого самолета (6 ноября) в одной из камер двигателя произошел взрыв. Во время вынужденной посадки самолет потерпел аварию. Полеты (на первом опытном образце) были продолжены 4.02.1960 г. (третий был облетан 20.12.1961 г.). Во время испытаний самолет достиг следующих рекордных скоростей и высот полета:

– 4.08.1960 г. скорость 3514 км/ч; 12.08.1960 г. высота 41 605 м;

– 7.03.1961 г. скорость 4264 км/ч; 31.03.1961 г. высота 50300 м;

– 21.04.1961 г. скорость 5033 км/ч; 12.09.1961 г. скорость 5832 км/ч;

– 9.11.1961 г. скорость 6548 км/ч; 30.04.1962 г. высота 77 720 м;

– 17.07.1962 г. высота 95 935 м; 22.08.1963 г. высота 107 906 м.

В 1962 г. было принято решение о реконструкции второго опытного образца. Самолет был оснащен двумя дополнительными топливными баками и получил новое обозначение Х-15А-2. Первый (планирующий) полет на нем был совершен 28.6.1964 г. с пустыми баками, а первый полет с заправленными баками и работающим двигателем осуществлен лишь в ноябре 1965 г. Во время испытаний этого прототипа дважды были достигнуты рекордные скорости:

– 18 ноября 1966 г. скорость 6840 км/ч;

– 3 октября 1967 г. M = 6,72.

Программа исследований была завершена 20.2.1968 г. после выполнения 191 полета на всех трех опытных образцах. Все три пилота-испытателя получили такие же награды, как и американские космонавты. Первым награду получил Р. Уайт (за полет 17.07.1962 г.), затем Р. Раш- ворт (27.06.1963 г., высота 95 300 м) и Дж. Уолкер (за полет 22.08.1963 г.).

Рис. 2.99. Экспериментальный самолет Х-15А-2 с подвесным топливным баком.

Описание самолета. Х-15А представляет собой среднеплан, прямое трапециевидное крыло которого имеет относительную толщину профиля 5%, прямолинейную закругленную (радиусом ~ 6 мм в целях уменьшения аэродинамического нагрева) переднюю кромку с углом стреловидности 25° и тупую заднюю кромку толщиной от 54 мм в корневых частях крыла до 9,5 мм на концах. Крыло выполнено без кручения, а угол его поперечной установки равен нулю. Единственными подвижными поверхностями крыла являются закрылки. Система управления-комбинированного типа (реактивно-аэродинамическая). Аэродинамическими исполнительными элементами являются управляемый дифференциальный стабилизатор (с отрицательным углом поперечного V 15°) и управляемые кили (основной и подфюзеляжный). Каждый киль имеет неподвижную (околофюзеляжную) и поворотную (концевую) секции. Поворотные секции служат рулем направления. Подфюзеляжный киль выполнен разъемным. Его поворотная секция устанавливается после подвески Х-15 под самолетом-носителем и отбрасывается перед посадкой. Неподвижные секции килей оканчиваются четырехстворчатыми тормозными щитками большой эффективности. В случае отклонения щитков на угол 90° при полете с M = 2 на высоте 18 000 м тормозная сила достигает значения 53,94 кН (5500 кГ), а на высоте 46 000 м при M = 5,0 ее значение составляет 9,81 кН (1000 кГ). Другими особенностями принятого крестообразного оперения являются малая относительная толщина плоскостей стабилизатора и клиновидный профиль килей, задняя кромка которых имеет толщину порядка 300 мм. Система аэродинамического управления дополнена реактивным управлением, обеспечивающим требуемые летные характеристики самолета при полетах на высоте свыше 36 000 м. Система реактивного управления работает на газообразных продуктах разложения перекиси водорода и оснащена соплами, расположенными в концевых сечениях крыла (4 сопла управления креном) и в передней части фюзеляжа (2 сопла управления по тангажу и 2 управления по курсу). Тяга сопел управления по тангажу и курсу ~44,5 даН (45,4 кГ), а по крену ~ 17,8 даН (18,2 кГ). В целях увеличения безопасности полета реактивное управление по курсу и тангажу выполнено в виде сдвоенной системы. Управление аэродинамической и реактивной системами осуществляется независимо: аэродинамической-с помощью обычной ручки управления и педалей, а реактивной-двумя расположенными по бокам кабины рычагами.

Носовая часть фюзеляжа выполнена в виде конуса с овальным сечением; в ней размещается кабина пилота с монолитным эллиптическим фонарем, остекление которого выполнено из двух пластин толщиной 9,5 и 6,4 мм.

Рис. 2.100. Х-15А под крылом самолета-носителя «Боинг» В-52.

Рис. 2.101. Х-15А-2 в полете после сброса подвесных баков.

Стекла разделены между собой воздушным пространством. Толщина воздушной прослойки составляет 19 мм. Фонарь открывается вверх-назад. Кабина оснащена катапультируемым сиденьем с двумя стабилизирующими поверхностями и выдвижным экраном, предохраняющим пилота от воздействия большого динамического давления. Пилот выполняет полет в высотном скафандре, изготовленном из пятислойной ткани, покрытой алюминиевой краской. В случае аварии на больших высотах весь самолет до момента входа в плотные слои атмосферы выполняет роль капсулы. После этого пилот совершает обычное катапультирование. Носовая часть фюзеляжа второго опытного образца сначала имела заостренный передний обтекатель с удлиняющей иглой. В 1960 г. в результате проведенной модификации всем самолетам были приданы «тупые носы», более оправданные при полетах с большими скоростями.

Центральная и хвостовая части фюзеляжа (круглого сечения) снабжены двумя боковыми гаргротами. Цилиндрическая часть занята отсеком оборудования (за кабиной), баком окислителя, баком системы реактивного управления, баком горючего и двигателем. В боковых гаргротах находятся проводка, некоторые элементы оборудования и ниши уборки главных стоек шасси. Шасси – трехстоечное, убираемое вперед. Передняя стойка-со спаренными колесами, главные-со стальными лыжами, заменяемыми после 5-6 посадок. Для перемещения по аэродрому задняя часть фюзеляжа устанавливается на специальной тележке.