Авиация и время 2015 04
Шрифт:
Фюзеляж спроектирован с учетом «правила площадей» и состоит из трех секций: передней, средней и хвостовой. Носовая часть передней секции содержит блоки радиоэлектронного оборудования, в том числе, лазерный дальномер-целеуказатель, клиновидное окно которого находится в носке фюзеляжа под приемником воздушного давления; радиовысотомер и прицельно-навигационную систему. Далее располагается герметичная кабина летчика вентиляционного типа. Максимальное избыточное давление в кабине – 0,3 кг/см^2 . Кабина закрыта прозрачным фонарем, который состоит из переднего неподвижного козырька, оснащенного лобовым бронестеклом, защищающим от пуль калибром 7,62 мм, и откидывающейся вверх-назад крышки. В кабине установлено катапультируемое кресло Martin-Baker Mk 9 класса «0-0». Под кабиной летчика располагается ниша убранного положения передней опоры шасси, а за кабиной – отсек электрооборудования. В специальной нише на правом борту фюзеляжа перед кабиной находится штанга топливоприемника, выдвигаемая в поток при дозаправке самолета топливом в полете.
Снаружи на средней секции фюзеляжа закреплены боковые нерегулируемые
К хвостовой секции фюзеляжа крепятся киль, консоли цельноповоротного стабилизатора и двигатели. Двигатели разделены Т-образной противопожарной перегородкой и снаружи закрыты легкосъемными капотами, на которых закреплены два подфюзеляжных гребня. Внутри этой секции располагаются задний фюзеляжный топливный бак (над двигателями), баллоны огнетушителя, гидроприводы стабилизатора и руля направления, контейнер тормозного парашюта (в хвостовом конусе). На хвостовой секции снизу расположены два перфорированных тормозных щитка, которые в убранном положении частично ложатся на капоты, а между двигателями шарнирно навешен тормозной гак.
В гаргроте за кабиной летчика находятся блоки системы кондиционирования воздуха, а также проходят тяги системы управления, электрожгуты и трубопроводы гидравлической и топливной систем. Трубка аварийного слива топлива выходит под рулем направления.
Крыло самолета – свободнонесущее, трапециевидной формы в плане с корневым наплывом по задней кромке. Угол стреловидности основной трапеции крыла по линии 1 /4 хорд равен 40". Удлинение крыла – 3,12; угол его поперечного «V» равен -3". На передней кромке консоли крыла (примерно на 50% его размаха) имеется «зуб» – горизонтальный выступ, генерирующий в полете вихрь, который защищает внешнюю часть крыла от срыва потока. Возле каждого «зуба» на верхней поверхности крыла установлен аэродинамический гребень. Конструкция крыла – кессонная, двухлонжеронная. Кессоны левой и правой плоскостей стыкуются по оси симметрии самолета. Кессоны крыла являются топливными баками.
Вдоль передней кромки внешней части консоли крыла (от «зуба» до законцовки) располагается предкрылок, который может выпускаться на взлетно-посадочных режимах и при маневрировании в полете. Всю заднюю кромку консоли занимают две секции (внутренняя и внешняя) двухщелевого выдвижного закрылка. Элероны на крыле отсутствуют, а на верхней поверхности каждой консоли установлен двухсекционный интерцептор. Поперечное управление самолетом осуществляется путем выпуска интерцептора на одной консоли с одновременным дифференциальным отклонением стабилизатора.
Каждая консоль оборудована узлами для крепления двух подкрыльевых пилонов: внутреннего (под аэродинамическим гребнем) для подвески грузов массой до 1134 кг, и внешнего (примерно на 70% размаха) под нагрузку массой до 567 кг.
Хвостовое оперение свободнонесущее, состоит из цельноповоротного стабилизатора и киля с рулем направления. Площадь стабилизатора – 7,8 м^2 ; удлинение – 2,63. Стреловидность стабилизатора по линии 1/4 хорд – 40"; угол его поперечного «V» равен -10°. Задняя кромка консоли стабилизатора (примерно на 45% его размаха) выполнена с вертикальным уступом, так что поверхность внутренней части консоли имеет превышение над поверхностью внешней ее части. Конструкция внутренней части консоли стабилизатора – кессонная, однолонжеронная. Внешняя часть консоли (за исключением носка) и хвостик внутренней части имеют трехслойную конструкцию с сотовым заполнителем. Консоли стабилизатора могут отклоняться в диапазоне от +7° до -24°, как синхронно в одну сторону (режим продольного управления), так и дифференциально (режим поперечного управления).
Площадь вертикального оперения – 3,9 м^2 ; стреловидность по линии 1 /4 хорд – 43". Конструкция киля – кессонная, двухпонжеронная. Законцовка киля выполнена радиопрозрачной, внутри находится антенна радиостанции. По дзаконцовкой размещается контейнер с аппаратурой РЭБ – станцией радиоэлектронной разведки.
Шасси самолета Трехопорное с носовым колесом. Опоры убираются в ниши фюзеляжа (передняя – по полету, основные – против полета) с помощью гидроцилиндров и закрываются створками. Все стойки шасси снабжены воздушно-масляными амортизаторами, а колеса – бескамерными пневматиками низкого давления. Основная стойка рычажного типа, на ней установлены два колеса Dunlop размером 615x225 мм с дисковыми тормозами, оснащенными антиюзовыми автоматами. Тормоза работают от гидросистемы. Давление в пневматиках основных колес – 4,9 кгс/см^2 . При уборке основная стойка вращается вокруг наклонной оси, колеса при этом поворачиваются на 90° и в убранном положении располагаются горизонтально. На передней стойке полурычажного типа установлено одно нетормозное колесо Dunlop размером 550x250 мм. Давление в его пневматике – 3,5 кгс/см^2 . Передняя опора шасси – управляемая, углы разворота колеса ±55". Силовой цилиндр разворота колеса работает также как демпфер «шимми» и центрирующее устройство.
| Основные
| ||||
|---|---|---|---|---|
| JaauarА | Jaauar GR.1 | Jaauar Т.2 | Jaauar IS | |
| Длина с ПВД. м | 16.53 | 16.42 | 16.80 | 16.42 |
| Размах крыла. м | 8.69 | |||
| Высота на стоянке, м | 4.50 | |||
| Плошадь крыла. м^2 | 24.18 | |||
| Двигатель Rolls-Royce/Turbomeca Adour: | ||||
| – модификация; | Мк.102 | Мк.104 | Мк.811 | |
| – максимальная (форсажная) тяга, кгс | 2x2320 (3140) | 2x2320(3650) | 2x2500(3810) | |
| Масса, кг | ||||
| – пустого самолета; | 7000 | 6985 | 6985 | 7650 |
| – нормальная взлетная; | 11000 | 10954 | 10430 | 15200 |
| – максимальная взлетная | 15500 | 15700 | 15700 | 16200 |
| Максимальная скорость, км/ч | ||||
| – у земли | 1320 | |||
| – на высоте 11000 м | 1600 | |||
| Макс. эксплуатационная перегрузка | 7.5 | 8.6 | ||
| Практический потолок, м | 14000 | 14020 | 13780 | 14000 |
| Практическая дальность (с ПТБ), км | 3520 (4210) | н.д. | 3650 | |
| Боевой радиус при профиле полета, км | ||||
| – «высоко-низко-высоко» без ПТБ; | 850 | н.д. | 900 | |
| – «высоко-низко-высоко» с ПТБ; | 1410 | н.д. | н.д. | |
| – «низко-низко-низко» без ПТБ; | 540 | н.д. | н.д. | |
| – «низко-низко-низко» с ПТБ | 900 | н.д. | н.д. | |
| Разбег/пробег, м | н.д. | 580/470 | 580/470 | н.д. |
| Вооружение: | ||||
| – 30-мм пушки; | 2xDEFA553 | 2xADEN Мк.4 | 1хADEN Мк.4 | 2xADEN Мк.4 |
| – макс. нагрузка бомб/ракет на пилонах, кг | 4500 | 4760 | 4760 | 4760 |
Колея шасси – 2,41 м, база – 5,69 м.
Силовая установка самолета включает два двухконтурных турбореактивных форсажных двигателя Rolls-Royce /Turbomeca Adour Mk 104. Тяга двигателя на максимальном режиме составляет 2490 кгс, на режиме полного форсажа – 3830 кгс, а удельный расход топлива – 0,81 и 1,98 кг/кгс ч, соответственно. Длина двигателя – 2,97 м; диаметр – 0,57 м; сухая масса – 809 кг. Степень двухконтурности на максимальном режиме – 0,75. Двигатель имеет модульную конструкцию и выполнен по двухвальной схеме. Компрессор низкого давления – двухступенчатый, высокого давления – пятиступенчатый, обе турбины – одноступенчатые. Реактивное сопло – регулируемое. Двигатель оснащен системой PTR (Part Throttle Reheat), позволяющей включать форсаж на промежуточных режимах.
Общая емкость шести внутренних топливных баков (четыре фюзеляжных и два крыльевых) – 4220 л. Баки протестированные. Заправка баков – централизованная под давлением. Заправочный штуцер находится в нише правой основной опоры шасси. На подфюзеляжном и внутренних подкрыльевых пилонах самолет может дополнительно нести до трех подвесных топливных баков емкостью по 1200 л. Кроме того, возможна дозаправка самолета топливом в воздухе.
Система управления – необратимая бустерная. Проводки к бустерам – жесткие. Путевой и поперечный каналы управления оснащены пружинными автоматами загрузки, а также автоматической системой улучшения устойчивости. Исполнительными механизмами этой системы являются три электрогидравлических блока, установленные на бустерах, которые управляют стабилизатором и рулем направления.