Загрузка...


«Крусейдер» F-8 фирмы «LTV-Аэроспейс» – многоцелевой одноместный истребитель-США, 1955 г.

История создания. Проектирование самолета началось в 1953 г., после того как фирма «Чанс- Воут» заняла первое место в конкурсе, объявленном ВВС США. В 1961 г. эта фирма объединилась с «Темко электронике», образовав концерн LTY. Были построены два опытных образца самолета с обозначением XF8U-1 (в 1962 г. обозначение было изменено на XF-8A), первый из которых был испытан 25.03.1955 г. и уже 30 сентября того же года были завершены приемо-сдаточные испытания на авианосце. Поставка серийных самолетов в военно-воздушные подразделения была начата в декабре 1956 г. Стоимость самолета первых модификаций составляла 900000 долл. Серийное производство было свернуто в 1965 г. после выпуска 1261 самолета следующих модификаций:

– истребитель F-8A (на начальной стадии имел обозначение F8U-1, 318 самолетов), F-8B (F8U-1E, 130 самолетов, облет первого проведен 3.09.1958 г.), F-8C (F8U-2, 187 самолетов, декабрь 1957 г.) и F-8D (F8U-2N, 152 самолета, 16.02.1960 г.);

– истребитель-бомбардировщик F-8E (F8U-2NE, 286 самолетов, 30.06.1961 г.) и F-8E/FN (42 самолета для Франции, 27.02.1964 г.);

– разведчик RF-8A (F8U-1P, 144 самолета, 17.12.1956 г.);

– тренировочный NTF-8A (F8U-1T, 74 самолета F-8A реконструировано на двухместные с креслами экипажа, расположенными друг за другом; первый образец испытан 6.12.1962 г.);

– опытный F8U-3-совершенно новая модификация со скоростью М = 2,5, с двигателем J75-P-5A тягой 78,45 кН (8000 кГ) без форсирования и 115,67 кН (11 795 кГ) с форсированием. Фюзеляж самолета удлинен, увеличен угол стреловидности крыла, под фюзеляжем установлены два складывающихся киля. Построено три опытных образца такого самолета, первый из которых был испытан в июле 1958 г. (данные: размах крыла 11,4 м, длина 17,9 м, высота 5,0 м, площадь несущей поверхности 39,0 м2 , масса пустого самолета 8800 кг, взлетная масса 16000 кг).

В 1966-1970 гг. была проведена модернизация 446 самолетов, преследовавшая цель продления срока эксплуатации. Эти самолеты получили дополнительное буквенное обозначение G, Н, J, К или L. В 1957-1963 гг. самолеты «Крусейдер» являлись основой боевой мощи военно- морской и десантной авиации. Во второй половине 60-х годов они частично были заменены самолетами «Фантом» II F-4, а в 70-х годах-самолетами «Томкэт» F-14.

5 июня 1971 г. был испытан модифицированный самолет NASA (Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства) TF-8A, в котором для исследовательских целей использовано сверхкритическое крыло со следующими данными: размах 13,11 м, площадь поверхности 24,45 м 2 , угол стреловидности передней кромки 42°, профиль относительной толщины 11% (в корневом сечении) и 7% (на концах крыла), без поперечного V, с углом установки 1,5°. Летом 1972 г. были проведены испытания модифицированного самолета NASA F-8C, в котором механическая система управления самолетом была заменена электрической, совместимой с цифровой системой управления по проводам DFBW. В результате этого самолет «Крусейдер» стал первым американским самолетом со сверхкритическим крылом и электродистанционной системой управления.




Рис. 2.45. Истребитель-бомбардировщик «Крусейдер» F-8 различных модификаций. a-F-8E; 6-F-8U-3; в – экспериментальный самолет со сверхкритическим крылом.


Описание самолета. «Крусейдер» F-8 представляет собой высокоплан, спроектированный в соответствии с правилом площадей. Крыло имеет угол стреловидности по передней кромке 48°, отрицательный угол поперечного V 5° и профили с относительной толщиной около 5%. Отличительной чертой этого самолета является применение устройства, обеспечивающего изменение угла установки крыла в полете.

Хорошие аэродинамические характеристики удалось получить благодаря использованию уступа передней кромки (расположенного в плоскости раздела крыла на неподвижную и подвижную консольную часть, складываемую вверх в условиях хранения в ангаре на авианосце), размещенных вдоль всего размаха крыла носовых щитков и установленных между элеронами и фюзеляжем небольших закрылков. Использование такого рода средств механизации крыла обеспечивает самолету исключительно малую посадочную скорость, которая для модификации F-8A составляет всего 185 км/ч при малой взлетной массе. Во «французской» модификации были реконструированы носовые щитки и применена система сдува пограничного слоя с закрылков. Работа системы сдува связана с отклонением закрылков, причем открытие воздушных клапанов происходит после отклонения закрылков на угол 25°, а максимальный расход воздуха достигается при угле отклонения 35°. Высокая эффективность носовых щитков и использование системы СПС позволили уменьшить угол поперечного V крыла с 7 до 5°. Увеличение продольной неустойчивости самолета компенсировано увеличением поверхности горизонтального оперения.

Многолонжеронное крыло выполнено с применением монолитных фрезерованных панелей. Консоли крыла крепятся к фюзеляжу с помощью двух шарниров (размещенных на заднем лонжероне) и гидротолкателя, управляющего углом установки крыла (в модификации F8U-3 применено два винтовых домкрата) и соединенного шарнирно с передним лонжероном правой консоли.

Фюзеляж самолета на значительной длине имеет овальное поперечное сечение и плоские боковые поверхности (максимальная высота 1,9 м, ширина 1,6 м) и лишь в хвостовой части – круглое сечение. Шпангоуты и толстые перегородки выполнены из двух половин, соединяемых вдоль продольной оси. Нижняя часть фюзеляжа усилена балкой с прессованными поясами и стенкой, жесткость которой достигается за счет вертикальных стоек. К этой балке крепятся: тормозной щиток (отклоняемый на 55°), опора (обеспечивающая старт с катапульты) и складной крюк (служащий для торможения самолета во время посадки). В нижней центральной части фюзеляжа находятся ниши главного шасси и контейнеры НУРС. Остальное пространство центральной части фюзеляжа занято мягкими топливными баками, оборудованием и каналом подачи воздуха к двигателю. В передней части фюзеляжа расположена кабина пилота. Фонарь кабины состоит из неподвижной передней и открываемой вверх и назад задней части. Каркас фонаря выполнен в виде отливки из магниевого сплава. В самолетах модификации F-8A/B использованы катапультируемые кресла упрощенной конструкции. Масса такого кресла составляет всего 13,6 кг. В других же модификациях использованы кресла с ракетным двигателем, позволяющие покидать самолет при нулевых скорости и высоте.

Оперение самолета-стреловидное, состоит из управляемого стабилизатора и киля с рулем направления. Плоскости стабилизатора установлены с положительным углом поперечного V 5°. Отклонение руля направления и элеронов осуществляется с помощью сдвоенных гидроусилителей; аварийное питание гидравлической системы обеспечивается специальной воздушной турбиной, приводимой в движение внешним воздушным потоком.

Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами малого диаметра, убирается в фюзеляж. Колесо передней стойки шасси крепится к балке- амортизатору при помощи вильчатого рычага, а колеса главных стоек имеют непосредственное крепление. Пневматики колес – бескамерные, тормоза – дисковые.

Двигательная установка. На двух опытных образцах и первых серийных самолетах F-8A устанавливались турбореактивные двигатели J57-P-12 фирмы «Пратт-Уитни» тягой 57,83 кН (5897 кГ) без форсирования и 71,17 кН (7257 кГ) с форсированием. Впоследствии на самолетах модификации F-8A стали применять двигатели J57-P-4A тягой 71,85 кН (7327 кГ) при форсировании, в модификации F-8C-двигатель J57-P-16 с форсированной тягой 75,17 кН (7665 кГ), а в модификациях F-8D и F-8E-двигатель J57-P-20 тягой 47,59 кН (4853 кГ) без форсирования и 80,07 кН (8165 кГ) с форсированием (в модификации F-8E/FN-двигатель J57-P-20A). Запуск двигателя осуществляется с помощью пневмостартера, расположенного в нижней части фюзеляжа и питаемого сжатым воздухом от внешней пневматической установки.

Емкость внутренних баков, находящихся в крыле, центральной части фюзеляжа и передней части двигательного отсека, составляет 5300 л. Кроме того, в самолетах модификаций F-8D и NTF-8A запас топлива может быть увеличен за счет использования двух дополнительных подкрыльных баков емкостью 1136 л каждый. Все самолеты были оснащены оборудованием, обеспечивающим дозаправку топливом во время полета. В модификациях F-8A и RF-8A шарнирный телескопический топливоприемник после выдвижения из фюзеляжа располагался на высоте фонаря кабины, а в остальных модификациях он размещается с левой стороны фюзеляжа (за кабиной) и закрывается эллиптическим обтекателем.


Рис. 2.46. Проекции многоцелевого истребителя «Крусейдер» F-8.


Вооружение. Вооружение самолета состоит из двух спаренных 20-мм пушек типа «Кольт», установленных в передней части фюзеляжа (с боезапасом 84 или 144 снаряда на ствол), и 2 или 4 ракет типа «Сайдуиндер» с инфракрасной головкой самонаведения, закрепляемых на фюзеляжных пилонах. Во французской модификации самолета вооружение может быть пополнено ракетами класса воздух-воздух «Матра» R.530. Несмотря на то что основным оружием во время перехвата являются ракеты «Сайдуиндер», самолеты модификаций F-8A, В и С дополнительно оснащались автоматически выдвигаемым из отсека боеприпасов в центральной нижней части фюзеляжа контейнером на 32 неуправляемых снаряда калибра 70 мм. Переоборудование самолетов модификации F-8E для уничтожения наземных целей сводилось к возможности замены ракет «Сайдуиндер» на «Зу- ни» и к монтажу двух дополнительных подкрыльных пилонов при одновременном сохранении вооружения, необходимого для выполнения задач перехвата. На каждом из этих пилонов можно крепить ракеты «Булпап» или «Страйк», бомбы (6 ? 113, 4 ? 226, 2 ? 453, 1 ? 907 кг) или дополнительный топливный бак емкостью 1136 л.


Летно-технические данные F-8A F-8D

Размах крыла, м 10,87 10,73

Длина, м 16,54 16,54

Высота, м 4,80 4,80

Площадь несущей поверхности, м2 34,84 32,50

Масса пустого самолета, кг 7485

Взлетная масса (ном./ /макс.), кг 9800/ 12 500/ /12000 /15 420

Грузоподъемность, кг … 5400

Количество топлива в баках (внутр./внешн.), л 5300/2270 5300/3400

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 240/344 385/475

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,36/1,67 1,56/1,93

Максимальная скорость на высоте 12200 м, км/ч 1600 2093

Максимальная скорость у поверхности земли, км/ч … 1200

Посадочная скорость, км/ч 185

Взлетная скорость, км/ч 152

Практический потолок, м 16750

Дальность (ном./макс.), км 1600/2200 2250/2750









Главная | В избранное | Наш E-MAIL | Добавить материал | Нашёл ошибку | Наверх