Легкий штурмовик А-4 Skyhawk
Машина разработана фирмой Douglas согласно требованиям ВМС к легкому самолету для непосредственной авиационной поддержки войск с возможностью применения тактического ядерного оружия, а также для выполнения задач легкого дневного перехватчика. Контракт на ее разработку подписали в июне 1952 года.
Наиболее важным критерием при создании штурмовика стала взлетная масса самолета. Обшивка носовой части была стальной, что обеспечивало защиту летчика от огня легкого стрелкового оружия. Для повышения живучести самолета рули высоты на стабилизаторе могли играть роль элеронов, а элероны на крыле — рулей высоты.
Первый полет XA4D-1 Skyhawk состоялся в июне 1954 года. Испытания показали, что самолет имеет ряд недостатков. Из-за значительного сужения хвостовой части фюзеляжа его аэродинамическое сопротивление оказалось слишком большим — сказался так называемый «донный эффект», к тому же возникали опасные вибрации обшивки. Поэтому штурмовик не мог достигнуть расчетной скорости, соответствующей числу М = 0,7—0,8. Проблему решили установкой над соплом двигателя специального козырька, что увеличило площадь поперечного сечения среза хвостовой части.
Во время маневрирования на больших скоростях и высотах наблюдался опасный бафтинг (тряска самолета), сопровождающийся сваливанием машины на крыло. Для ослабления этого явления применили турбулизаторы — завихрители воздушного потока.
После доработок на одном из 19 предсерийных самолетов удалось установить мировой рекорд скорости полета по замкнутому маршруту на дистанции 500 км — 1118,8 км/ч.
Все прототипы оснащались британским двигателями Sapfire, произведенными в США по лицензии под обозначением J65-W-2.
В серийное производство Skyhawk пошел с двигателем J65-W-4.
В учебные подразделения флота самолеты поступили в 1956 гаду, а уже в 1957 году были сформированы первые боевые эскадрильи — VA-72 и VA-93. Небольшой радиус действия A4D заставил фирму разработать новую версию A4D-2 (А-4В) со штангой дозаправки топливом в воздухе. Кроме того, «двойка» могла выступать и в роли заправщика, для чего использовался подвесной контейнер на 1136 л топлива с заправочным шлангом и стыковочным конусом.
Следующей ступенью усовершенствования Skyhawk стало придание ему всепогодности. Массу оборудования увеличили до 179 кг, а дополнительные блоки аппаратуры разместили в удлиненной носовой части. Эта модификация получила обозначение A4D-2N (А-4С).
С 1962 года появились Skyhawk A4D-5 (А-4Е), отличающиеся двумя дополнительными пилонами на крыле и системой автоматического бомбометания с малых высот TPQ-10. Последняя, разработанная специально для Skyhawk и успешно применявшаяся во Вьетнаме, позволяла выполнять сброс бомб в любое время суток по команде с наземного радиолокационного поста наведения без участия летчика.
Работы по модернизации А-4 не прекращались вплоть до 1979 года, то есть до окончания серийного производства. Всего было выпущено 2960 самолетов различных модификаций, различающихся двигателями и оборудованием, масса которого возросла до 337 кг (у А-4М). Имелись и учебно-боевые версии самолета: ТА-4Е — двухместный А-4Е с аналогичным оборудованием и вооружением; TA-4F — двухместный A-4F с удлиненной на 0,711 м носовой частью и двигателем J52- Р-8А; TA-4J — вариант TA-4F без прицельного оборудования.
На каждом тяжелом авианосце базировалось по 28 Skyhawk. На авианосцах типа Essex размещалось по четыре А-4. В настоящее время штурмовик снят с вооружения.
Летно-технические характеристики самолета А-4М
Размах крыла, м ..........................................8,38
Длина, м......................................................12,29
Высота, м........................................................4,5
Площадь крыла, м2...................................21,16
Масса, кг:
пустого ........................................................4900
нормальная взлетная.................................9500
максимальная...........................................11 113
Скорость полета, км/ч................................1078
Практический потолок, м.......................12 880
Скороподъемность
на уровне моря, м/с......................................244
Радиус действия, км......................................620
Конструкция самолета
Самолет представлял собой моноплан с низкорасположенным треугольным крылом — его стреловидность по передней кромке составляла 41° — и однокилевым хвостовым оперением. Стабилизатор с изменяемым углом установки был оснащен рулями высоты.
Механизация крыла состояла из автоматических предкрылков, закрылков и элеронов. Силовой набор крыла включал три лонжерона, верхнюю и нижнюю панели обшивки из алюминиевого сплава.
Шасси — трехопорное, с управляемым носовым колесом. Основные стойки убирались в развитые наплывы, при этом колеса поворачивались на 90°. Выпускалось шасси с помощью гидравлической системы. В аварийных ситуациях стойки выходили и устанавливались на замки под действием собственного веса. Колея шасси — 2,38 м. К катапульте самолет крепился с помощью троса.
В конструкции фюзеляжа были применены быстроразъемные соединения. Поверхности управления снимались, а крыло легко отстыковывалось, что облегчало обслуживание и ремонт.
Воздухозаборники двигателя овального сечения располагались за кабиной летчика. Силовая установка состояла из одного двигателя семейства J-65 или J-52 в зависимости от модификации самолета. Наиболее мощный из них — J52-P-408A (А-4М) с максимальной тягой на форсаже 5080 кгс. Проводка управления двигателем механическая. Резервная система управления отсутствовала.
Кабина летчика (начиная с модификации A-4F) спереди, снизу и сзади закрывалась броневыми листами. В носовой части фюзеляжа, сразу за приборной доской, располагался цилиндрический отсек оборудования, в которое входили: РЛС APN-153, система управления огнем с вычислителем и оптическим прицелом, доплеровский измеритель скорости и угла сноса, навигационная система TAKAN и радиовысотомер. Самолет был оснащен приборами радиоразведки и автоматическим разбрасывателем дипольных отражателей. Имелся автопилот с режимом стабилизации по трем осям и демпфером по тангажу и рысканию. Для облегчения доступа к оборудованию носовой конус снимался.
Электропитание поступало от генератора, установленного на двигателе. Аккумуляторы на самолете отсутствовали, аварийным источником электроэнергии служил резервный генератор с приводом от выпускаемой в полете двухлопастной ветрянки.
За кабиной летчика устанавливался протектированный топливный бак емкостью 910 л. Запас топлива в крыле 2120 л. Предусматривалась также подвеска одного подфюзеляжного и двух подкрыльевых баков общей емкостью 3400 л. Начиная с модификации А-4Е, сверху на фюзеляже мог закрепляться дополнительный топливный бак, придававший самолету характерную горбатую форму.
На А-4 не было узла централизованной заправки топливом, поэтому перед вылетом машину заправляли через штангу системы дозаправки в полете.
Встроенное вооружение А-4 включало две пушки Мк.12 в корневых частях крыла с боезапасом по 200 снарядов для каждой. Масса подвесного вооружения составлял 4152 кг. Все модификации являлись носителями тактического ядерного оружия.
