Wundefwaffe

Техническое описание F-14A

 

Самолет F-14A выполнен по нормаль­ной схеме с учетом правила площадей. Он имеет высоко расположенное крыло изменяемой стреловидности, двухкилевое вертикальное оперение и два двига­теля, размещенных в хвостовой части фюзеляжа. Особенностью конструкции является несущий фюзеляж, на долю которого приходится примерно 40% со­здаваемой подъемной силы.

Общий расчетный ресурс планера со­ставляет 6000 летных часов, расчетная эксплуатационная перегрузка +6,5д. Кон­струкция планера выполнена на 39,4% (по массе) из алюминиевых сплавов, на 24,4% — из титановых, на 17,4% — из стали. Оставшееся приходится на изде­лия из бороэпоксидных композитных материалов. Самолет состоит из круп­ных узлов-модулей: крыла, секций фю­зеляжа и т.д. Модули собираются и ис­пытываются отдельно.

Крыло имеет подвижные и неподвиж­ную части. Аэродинамический профиль NASA-6492, относительная толщина у шарниров поворота плоскостей — 10,2%, на концах — 7%. Удлинение кры­ла при минимальной стреловидности — 7,28. Поворотные части крыла обычной двухлонжеронной конструкции с гладки­ми гнутыми панелями обшивки, стрин­герным набором и фрезерованными нервюрами. Обшивка выполнена из ти­танового сплава. Угол стреловидности в полете меняется в пределах от 20° до 68°; при размещении самолета на борту авианосца, для экономии места, он уве­личивается до 75°. Максимальная ско­рость разворота консолей составляет 7,5 град./с. Изменение стреловидности осуществляется автоматически с помо­щью вычислителя, который может зада­вать два режима изменения угла уста­новки плоскостей: достижения макси­мальной подъемной силы или макси­мальной скорости.

Механизация крыла включает двухсек­ционные предкрылки и двухщелевые трехсекционные закрылки, установлен­ные по всему размаху поворотных частей. Максимальный угол отклонения предкрылков — 17°, закрылков — 35°. При угле стреловидности более 22° от­клоняются только две внешние секции закрылков, поскольку внутренняя секция уходит внутрь неподвижной части кры­ла; на углах стреловидности более 50° закрылки и предкрылки не работают. Угол отклонения закрылков и предкрыл­ков задается автоматически (в зависи­мости от режима полета) с помощью специального вычислителя. На каждой консоли перед закрылками имеются четырехсекционные интерцепторы с мак­симальным углом отклонения 55°, кото­рые используются для управления по крену совместно с дифференциально отклоняемым стабилизатором при углах стреловидности крыла менее 55°. Кроме того, они обеспечивают непосредствен­ное управление подъемной силой при заходе на посадку и работают как аэро­динамические тормоза. Внешние и внут­ренние секции интерцепторов действу­ют независимо. Ресурс крыла — 6000 ч.

Для компенсации смещения назад аэ­родинамического фокуса и уменьшения удельной нагрузки на крыло при манев­рировании на носках неподвижной час­ти крыла вблизи воздухозаборников двигателей установлены выдвижные по­верхности треугольной в плане формы. При дозвуковых скоростях они выдвига­ются одновременно с отклонением предкрылков и закрылков для улучше­ния маневренности. Максимально их можно выпустить на 15°. Влияние вы­движных поверхностей на маневренные характеристики самолета особенно ска­зывается на сверхзвуковых режимах, когда они уменьшают балансировочное сопротивление и разгружают хвостовое оперение. Кроме того, их использование уменьшает изгибающий момент плане­ра, что позволило несколько облегчить его конструкцию.

Одним из важнейших элементов кон­струкции крыла является центральная поперечная балка с шарнирами подвиж­ных частей, воспринимающая изгибаю­щие и крутящие моменты от консолей. К этой крупногабаритной V-образной бал­ке кессонной конструкции массой 940 кг крепятся части фюзеляжа, гондолы дви­гателей и консоли крыла. Она выполне­на целиком из титанового сплава мето­дом электронно-лучевой сварки.

Фюзеляж типа полумонокок состоит из трех секций. В средней части он имеет сплюснутую форму, способствующую увеличению подъемной силы на боль­ших углах атаки. Четыре наиболее на­груженных шпангоута (воспринимаю­щие нагрузки от основных опор шасси, гондол двигателя, хвостового оперения) изготовлены из стали, остальные — ти­тановые. В передней части фюзеляжа находятся отсеки радиоэлектронного оборудования и двухместная кабина экипажа с общим фонарем, открываю­щимся вверх-назад. В центральной час­ти находятся основная силовая балка с шарнирами поворота консолей и топ­ливные баки-отсеки; в хвостовой — дви­гатели, оперение, аэродинамические тормоза (одна панель на верхней по­верхности фюзеляжа и две — на ни­жней) и посадочный гак для зацепления за трос аэрофинишера. Привод поверх­ностей воздушных тормозов — гидрав­лический, максимальный угол отклоне­ния 60°. Опускаемый гак смонтирован внизу между гондолами двигателей. Он оснащен пневматическим демпфером. Гак свободно вращается в вертикальной плоскости, а также может отклоняться на угол ±26° и в горизонтальной.

Оперение состоит из двух основных килей с рулями направления, диффе­ренциально отклоняемого цельноповоротного стабилизатора, установленного ниже плоскости крыла, и двух подфюзеляжных килей, размещенных под гондо­лой каждого двигателя. Основные кили со стреловидностью 47° по передней кромке установлены с углом развала 5°. Диапазон изменения установки углов симметрично отклоняемых рулей на­правления ±30°. Подфюзеляжные кили служат для повышения путевой устойчи­вости при маневрировании с большими перегрузками, когда основные попадают в зону аэродинамического затенения.

При углах стреловидности крыла бо­лее 55° управление по крену осуществ­ляется только дифференциальным от­клонением консолей стабилизатора, по­скольку из-за уменьшения плеча работа интерцепторов оказывается неэффек­тивной. Угол стреловидности стабили­заторов по передней кромке — 51°, углы отклонения — от -35° до +14°.

Шасси трехопорное. Основные стойки одноколесные, убираются в отсеки не­подвижной части крыла вперед-вверх с разворотом колес на 90°. Носовая двух­колесная опора убирается вперед-вверх в нишу под кабиной летчиков. На носо­вой стойке имеется кронштейн для крепления троса катапульты.

Силовая установка состоит из двух двухконтурных турбореактивных двига­телей с форсажной камерой типа Пратт-Уиттни TF-30, размещенных в двух тесно примыкающих к фюзеляжу гондолах. До 1977 г. устанавливались TF-30-P412A, затем — TF-30-P414. Двигатель имеет трехступенчатый вентилятор со степе­нью повышения давления 2,1, двухкаскадный компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания с восемью жаро­выми трубами, одноступенчатую турби­ну высокого давления с охлаждаемыми воздухом рабочими лопатками из ко­бальтового сплава и трехступенчатую турбину низкого давления с неохлажда­емыми лопатками из никелевого спла­ва. Форсажная камера имеет пять зон горения. Сопло двигателя — осесимметричное, эжекторного типа. Основное сопло имеет 18 створок, вторичное — шесть впускных створок и свободно пла­вающие концевые створки. Степень двухконтурности ТРДДФ равна 0,9. Мак­симальный диаметр двигателя TF-30-Р414 — 1,28 м, масса сухого — 1905 кг. Для его запуска установлен воздушно-турбинный стартер Эрисерч ATS 200-50.

На истребителе F-14 применены регу­лируемые боковые ковшовые воздухо­заборники с внешним сжатием и гори­зонтальными рампами. Между стенкой канала воздухозаборника и фюзеляжем предусмотрен зазор для отвода пограничного слоя. Регулирование подвода воздуха к двигателям осуществляется автоматически, отклонением рамп в за­висимости от числа М. Створки перепу­ска воздуха, размещенные на верхней поверхности каналов воздухозаборни­ков, открываются на больших скоростях и углах атаки для обеспечения требуе­мого запаса по помпажу.

Топливная система включает в себя баки-отсеки, расположенные в цент­ральной части фюзеляжа (расходные), в подвижных частях крыла и между двига­телями в хвостовой части фюзеляжа; суммарная емкость внутренних баков — 9029 л. На узлах подвески под каналами воздухозаборников предусмотрена воз­можность подвески двух ПТБ емкостью по 1010 л. Самолет оснащен системой дозаправки в воздухе; убираемая штан­га топливоприемника находится у пра­вого борта фюзеляжа несколько впере­ди фонаря кабины.

Система управления полетом — бустерная, необратимая; органы управле­ния — традиционные: ручка и педали. В контур включены подсистема повыше­ния устойчивости и автопилот с двой­ным резервированием по каналам тан­гажа и крена, тройным резервировани­ем по каналу рыскания. Обработка дан­ных от первичных датчиков пилотажных параметров и сигналов обратной связи исполнительных механизмов произво­дится центральным вычислителем.

Две независимые гидросистемы пита­ются каждая своим гидронасосом с при­водом от левого и правого двигателей. Электросистема самолета запитывается от двух генераторов мощностью 60 и 75 кВт, имеется также аварийный гене­ратор мощностью 5 кВт. Частота борто­вой сети переменного тока 400 Гц, на­пряжение 200 В.

Система управления оружием (СУО) AN/AWG-9 обеспечивает обнаружение и опознавание воздушных целей, их оцен­ку по степени угрозы, определение по­следовательности перехвата, распреде­ление целей между отдельными ракета­ми, подсветку целей с помощью борто­вой РЛС для полуактивного радиолока­ционного наведения ракет «воздух— воздух» на среднем участке их полета, применение ракет AIM-54 «Феникс», AIM-7 «Спэрроу», AIM-9 «Сайдуиндер» и прицельную стрельбу из пушки «Вул­кан». СУО связана по радиоканалам в реальном масштабе времени с корабельной системой обработки тактичес­кой информации NTDS и аналогичной системой обработки информации ATDS, используемой на самолетах ДРЛО «Хокай». Это дает возможность наведения истребителя на цель с выключенной бортовой РЛС по данным, получаемым от самолета ДРЛО. При выполнении та­кой скрытной атаки РЛС истребителя включается только на короткое время перед пуском ракет «Феникс» или «Спэрроу».

Самим F-14A обнаружение целей в передней полусфере осуществляется с помощью импульсно-доплеровской РЛС сантиметрового диапазона, а также тепловой или телевизионной система­ми. РЛС позволяет обнаруживать и со­провождать малоразмерные воздушные цели типа крылатой ракеты на больших и малых высотах, в том числе на фоне любой подстилающей поверхности. При работе в импульсно-доплеровских ре­жимах РЛС обеспечивает определение скорости изменения дальности до цели с ЭПР, равным 5 м2 (истребитель), нахо­дящейся на удалении до 215 км; для бомбардировщика это расстояние рав­но 315 км, крылатой ракеты — 120 км. Возможно одновременное сопровожде­ние 24 воздушных целей и наведение ракет на шесть из них (при условии, что расстояние между обстреливаемыми целями не превышает 15 км). Залповый пуск УР «Феникс» возможен на даль­ность до 196 км. Чисто импульсные ре­жимы работы РЛС используются для об­наружения и сопровождения целей на малых или средних дальностях, наибо­лее эффективны они при обнаружении целей, летящих под курсовыми углами, близкими к 90°, и целей с малой скоро­стью сближения, когда доплеровский сдвиг частоты незначителен. Острона­правленная Планерная щелевая антен­на диаметром 0,914 м установлена в но­совой части фюзеляжа под радиопроз­рачным обтекателем.

В подфюзеляжном контейнере, смон­тированном в носовой части самолета, размещена инфракрасная система по­иска и сопровождения целей. Теплови­зор имеет большую, чем РЛС, разреша­ющую способность, но гораздо мень­шую дальность. Он используется для уточнения азимута и угла места цели, являясь вспомогательной, по отноше­нию к РЛС, поисковой системой. Инфра­красное оборудование особенно эф­фективно при обнаружении ракет с ра­ботающими маршевыми двигателями. Возможно одновременное использова­ние РЛС и тепловизора. С 1982 г. авиа­ция американского флота начала полу­чать телевизионные системы Нортроп TCS. Они устанавливались вместо тепловизионных устройств. С помощью те­левизионной системы летчик и опера­тор могут находить и опознавать цели на дальностях, в десять раз превышаю­щих расстояние обычного визуального обнаружения. Система TCS после за­хвата цели переходит в режим автома­тического сопровождения. Ее основное назначение — обнаружение воздушных целей, но она может использоваться также при поиске и идентификации над­водных объектов.

В состав навигационного комплекса перехватчика входят ИНС AN/ASN-92, приемник радионавигационной системы TACAN AN/ARN-84, радиовысотомер AN/APN-194, центральный вычислитель аэродинамических параметров СР-1166. ИНС сопряжена с системой управления оружием AN/AWG-9.

Радиосвязное оборудование самолета включает УКВ-радиостанции, аппарату­ру засекречивания речевых переговоров по каналам радиотелефонной связи, от­ветчик и запросчик системы «свой— чужой», переговорное устройство. Ис­требитель также оснащен аппаратурой радиотехнической системы посадки.

В состав бортовых средств пассивной обороны входят приемник предупреж­дения о пуске ракет AN/ALR-50, пере­датчик помех непрерывного излучения AN/ALQ-162, импульсный передатчик помех AN/ALQ-126 и устройства отстре­ла тепловых ловушек и дипольных отра­жателей.

Основным прибором отображения так­тической обстановки является электрон­ный индикатор, установленный в кабине оператора вооружения. На его экран мо­гут выводиться данные о целях, обнару­женных как бортовыми средствами ис­требителя, так и самолетом ДРЛО или РЛС кораблей. Изображение может быть представлено двумя способами: с фик­сацией относительно истребителя F-14 или стабилизированным относительно географических координат с указанием истинного направления на север. В по­следнем случае показывается движение как целей, так и своего самолета.

За применение вооружения на боль­ших и средних дальностях отвечает опе­ратор, но в то же время летчик может применять весь арсенал «Томкэта», за­хватывая цель с помощью коллиматорного индикатора на фоне лобового стек­ла. Особенностью оборудования F-14 является то, что информация проециру­ется непосредственно на лобовое стек­ло фонаря кабины.

У летчика установлены индикаторы тактической обстановки в горизонталь­ной и вертикальной плоскостях; на по­следний выводятся данные, необходимые для атаки цели ракетами «Феникс» или «Спэрроу». Пуск УР этих типов мо­жет осуществляться как оператором во­оружения, так и летчиком, а пуск УР «Сайдуиндер» — только летчиком. Ниже индикатора тактической обстановки в вертикальной плоскости размещен вто­рой индикатор, показывающий обста­новку в горизонтальной плоскости. Он является основным навигационным при­бором, выдает информацию об исполь­зовании противником средств РЭБ и об обнаружении источников инфракрасного излучения. Индикатор на лобовом стек­ле служит для визуального опознавания цели в ближнем воздушном бою, на него также выводятся данные, необходимые для применения УР «воздух—воздух» малой дальности AIM-9 «Сайдуиндер» и для стрельбы из пушки. Кроме того, его применяют при посадке на авианосец. При этом на нем появляются метки кур­са и специальные символы.

Кабина летчика укомплектована все­ми необходимыми пилотажно-навигационными приборами и приборами кон­троля работы двигателей. В кабине опе­ратора вооружения имеются индикатор истинной воздушной скорости и числа М, высотомер, часы, указатели азимута-дальности и курса и топливомер. При­боры контроля за работой силовой уста­новки в задней кабине отсутствуют.

Для обоих членов экипажа установле­ны катапультируемые кресла Мартин-Бейкер GRU-7A, позволяющие покидать самолет при нулевых скорости и высоте.

В состав вооружения истребителя-пе­рехватчика входят управляемые ракеты класса «воздух—воздух» AIM-54 «Фе­никс», AIM-7E/F «Спэрроу», AIM-9 «Сай­дуиндер», а также встроенная 20-мм шестиствольная пушка М61 «Вулкан» с боезапасом 675 снарядов. Скорост­рельность пушки 6000 выстр./мин.