Авиация и космонавтика 2003 12
Шрифт:
Компоновка в основном соответствовала схеме, предложенной НАСА – высокоплан с крылом изменяемой стреловидности и разнесенными шарнирами В хвостовой части фюзеляжа расположены два двухконтурных турбореактивных двигателя.
Фюзеляж типа полумонокок Основным силовым элементом конструкции является Т-образная балка. Кабина экипажа двухместная, кресла летчиков расположены рядом. Основной конструкционный материал фюзеляжа – алюминиевый сплав 2024-Т851, отдельные наиболее нагруженные узлы изготовлены из стали и титановых сплавов. Масса титана в конструкции планера составляет примерно 700 кг. Обшивка кессонов крыла и киля представляет собой механически обработанные панели из алюминия, остальная обшивка – слоистые панели толщиной 22 мм из алюминия с сотовым заполнителем.
Крыло четырехлонжеронное с конической круткой носка, профиль – NACA-63, толщина которого уменьшается от корня к концу
Неподвижная часть крыла занимает около 20% общей площади Шарниры крыла расположены примерно на 25% концевой хорды неподвижной части. Шарнир полностью вписывается в крыло, которое, однако, в месте расположения шорнира имеет небольшую выпуклость.
Диапазон изменения углов стреловидности – от 16 до 72,5°. Крыло может быть зафиксировано в любом промежуточном положении, но «штатными» считаются четыре положения:
16° – взлетное,
26° – посадочное и крейсерский полет на дозвуковой скорости,
50° – крейсерский полет на сверхзвуковой скорости,
72,5° – режим полета на максимальной скорости.
В положении максимальной стреловидности заднюю кромку крыла от передней кромки стабилизатора отделяет всего 25 см – минимальный зазор, гарантирующий от соприкосновения аэродинамические поверхности при их колебаниях в полете Механизм изменения стреловидности представляет монолитную стальную балку длиной 4,3 м, сужающуюся к концам, где находятся оси шарниров крепления подвижных консолей крыла. Система привода крыла включает два винтовых домкрата, синхронизирующий вал и механизм обратной связи. Шариковые домкраты приводятся в действие двумя гидромоторами мощностью по 100 л.с. Моторы запитаны от независимых гидросистем, при отказе одной из них мощности одного мотора хватает для изменения стреловидности крыла. В состав механизма изменения стреловидности также входят червячная и планетарная зубчатая передача. Механизм исключает возможность асимметричного изменения стреловидности
В качестве воздушных тормозов используются интерцепторы и створка отсека основных опор шосси. При посадке створка отклоняется на угол 20 . в полете возможно отклонение на угол 40°.
Кабина представляет собой единую спасательную капсулу, отделяемую от самолета посредством линейного кумулятивного заряда («взрывной шнур»). Положение кресел летчиков регулируется по всем трем осям. При приведении в действие рычага катапультирования пиротехничнескоя система вы- резоет капсулу из фюзеляжа подобно газовой горелке. Ракетный двигатель тягой 18 000 кг отводит капсулу от аварийной машины, после чего срабатывает парашют. Удар о грунт смягчают надувные пневматические баллоны, в случае приводнения баллоны играют роль поплавков. Катапультирование кабины возможно не только на малых высотах, но даже из-под воды, до глубины 15 м.
Отделяемая кабина F-111
Испытания кабины F-111 на приводнение
Основные стойки шасси и схема их уборки
Хвостовой конус и двигатели F-l 11
Воздухозаборник F-l 11 Виден подвижный конус Угол установки плиты, отсекающей пограничный
Создание уникальной, даже по меркам сегодняшнего дня, спасательной системы потребовало огромного объема исследовательских, экспериментальных и опытных робот. Натурные модели кабины сбрасывались с самолетов В-52. В марте 1967 г. были проведены испытания на выживание – капсула с людьми болталась в водах Северной Атлантики 72 часа. К началу испытаний первых прототипов спасательную систему еще не отработали, поэтому первые 11 опытных F-111А и три F-111В оснащались катапультируемыми креслами Дуглас «Эскапак».
Ширина кабины 1,52 м, основные навигационные и радиолокационные индикаторы расположены в правой части приборной доски, пилотажно-навигационные приборы – в левой. Фонарь кабины – двустворчатый, индивидуальные для каждого члена экипажа створки откидываются вверх. Кабина снабжена экраном, который в момент ядерного взрыва автоматически раскрывается, защищая летчиков от светового и теплового воздействия взрыва.
Система управления гидравлическая бустерная необратимая. В качестве исполнительных механизмов используются гидроприводы В контур управления включена автоматическая элекрогидравлическая система демпфирования колебаний по трем осям. Управление по тангажу осуществляется синхронным отклонением половинок стабилизатора, по крену – до углов стреловидности крыла 45 град, интерцепторами, при больших углах стреловидности – дифференцированным отклонением половинок стабилизатора Управление по курсу – традиционное, посредством руля направления.
Шасси трехопорное с носовой опорой, рассчитано на эксплуатацию самолета с грунтовых ВПП. Носовая двухколесная стойка шасси убирается вперед, основные одноколесные стойки убираются в отсек, расположенный между воздухозаборниками двигателей. Основные опоры шасси представляют собой единую конструкцию, выпуск и уборка обеих стоек осуществляется одним гидроцилиндром. В полете створка отсека основных опор шасси может отклоняться вниз, выполняя функции аэродинамического тормоза.
Расположенные под неподвижными частями крыла воздухозаборники двигателей снабжены подвижными конусообразными телами. Управление воздухозаборниками осуществляется автоматически в зависимости от числа М.
На самолете были установлены два ТРДЦ Пратт-энд-Уитни TF-30P-1 взлетной тягой по 8165 кг без форсажа и 13 600 кг с форсажом Двигатель имеет коэффициент двухконтурности 1,3. Двигателями TF-30P-1 оснащались прототипы и первые 30 серийных самолетов F-111 А. Сопла – эжекторного типа. Запуск двигателя производится с помощью сжатого воздуха, подаваемого от внешнего источника. Запуск второго двигателя – за счет отбора сжатого воздуха от компрессора работающего двигателя Предусмотрена возможность запуска ТРДДФ от порохового стартера. Двигатели крепятся к Т-образной балке, являющейся основным силовым элементом конструкции планера. Демонтаж двигателей осуществляется с помощью встроенных лебедок через большие люки в нижней поверхности фюзеляжа.
Опробывание размещения максимальной бомбовой нагрузки на F-l 1IA
Вид на отсеки бортового оборудования
Топливо размещается в баках-отсеках консолей крыла, баке-отсеке киля и в двух фюзеляжных баках (в средней части фюзеляжа и в хвостовой над отсеком двигателей). Общая емкость внутренних баков 19 050 л. На пилонах под крылом предусмотрена возможность подвески шести дополнительных топливных баков емкостью по 1700 или 2270 л. Штуцер централизованной заправки внутренних баков расположен перед воздухозаборником левого двигателя На верхней части фюзеляжа за кабиной экипажа находится штанга топливоприемника системы дозаправки в воздухе. Через топливоприемник возможна заправка самотеком. Один из конструкторов заметил' «Топливо но планере всюду, где объемы не заняты экипажем, двигателями, вооружением или оборудованием».