схеме «бесхвостка». Крыло с углом стреловидности передней кромки 60° имеет симметричный ламинарный профиль с отогнутым вниз носком. Нулевой отгиб в плоскости корневого сечения возрастает до максимального в плоскости концевой хорды. Передняя кромка крыла имеет щелевой уступ шириной около 6 см. Задние части крыла почти по всему размаху оснащены двухсекционными элевонами и находящимися в корневой части закрылками. Закрылки используются не только для увеличения подъемной силы в процессе взлета и посадки, но и для балансировки самолета. Кроме того, на нижней и верхней поверхностях крыла в околофюзеляжных частях установлены тормозные щитки. Все подвижные поверхности управляются с помощью индивидуальных необратимых гидроусилителей. Конструкция крыла однолонжеронная с дополнительным подкосом и вспомогательной стенкой.
Фюзеляж полумонококовой схемы выполнен в соответствии с правилом площадей. Конструктивно он разделен на несколько частей. Носовая часть, в которой находятся приборный отсек и кабина пилота, выполнена как одно целое. Остальные части выполнены двухсекционными и соединяются между собой в плоскости симметрии самолета. Фонарь, состоящий из трехсекционного переднего остекления и односекционного обтекателя (откидываемого вверх-назад), вписывается в геометрический контур фюзеляжа. В целях улучшения обзора кабина максимально вынесена вперед, а носовая часть фюзеляжа несколько наклонена вниз. В кабине используется катапультируемое сиденье класса 0-0. В двух центральных частях фюзеляжа размещены топливный бак, блок вооружения, электронное оборудование и т.д., а в хвостовой части-двигательный отсек. Фюзеляж оканчивается кожухом выходного сопла, выполненным заодно с контейнером тормозного парашюта.
Система управления самолета состоит из элевонов и классического вертикального оперения. Киль с углом стреловидности передней кромки 63° выполнен с применением ламинарных симметричных профилей относительной толщины 4% в корневой части и 3,5% в концевой. Расположение кожуха блока ракетного ускорителя под фюзеляжем (в плоскости вертикального оперения) несколько улучшает путевую устойчивость. В каналах курса, крена и тангажа использованы автоматы загрузки рычагов управления в соответствии с углом отклонения рулей, а также скоростью и высотой полета. В системе управления имеются, кроме того, устройства компенсации и демпфирования динамических воздействий. Шасси- трехстоечное, с одинарными колесами. Передняя стойка убирается назад, главные – вбок, в крыло (стойки) и фюзеляж (колеса). Низкого давления пневматики позволяют базирование самолета на аэродромах с травяным покрытием.
Двигательная установка. Модификации самолета, предназначенные для уничтожения воздушных целей, имеют комбинированную силовую установку, состоящую из турбореактивного двигателя с форсажной камерой и ракетного двигателя. На опытном образце 001 использован турбореактивный двигатель «Атар» 101G2 фирмы SNECMA тягой 44,14 кН (4500 кГ) с дожиганием; самолеты модификаций АиВ оснащены двигателями «Атар» 9В тягой 40,60 кН (4140 кГ) без форсирования и 58,85 кН (6000 кГ) с форсированием, а самолеты остальных модификаций-двигателями «Атар» 9С тягой соответственно 41,62 кН (4245 кГ) и 62,76 кН (6400 к Г). В качестве ускорителя используется ЖРД многократного включения SEPR 841 или SEPR 844 тягой 14,71 кН (1500 кГ; возможен также уровень тяги 750 кГ). Продолжительность непрерывной работы ЖРД. при максимальной тяге 82 с. Воздух к турбореактивному двигателю подается через два боковых воздухозаборника с регулируемым посредством перемещения полуконусов проходным сечением. Входные каналы оснащены впускными и перепускными створками. Воздухозаборники отодвинуты от фюзеляжа на расстояние около 70 мм, что обеспечивает отвод пограничного слоя с его поверхности и подачу воздуха через щели отсоса в систему охлаждения.
Топливная система турбореактивного двигателя состоит из четырех фюзеляжных баков и кессон-баков в крыле. Подкрыльные и подфю- зеляжные замки внешних подвесок могут быть использованы и для подвешивания дополнительных топливных баков. Емкость топливной системы может быть увеличена также за счет установки дополнительного бака под хвостовой частью фюзеляжа (вместо ракетного двигателя). Два топливных бака для ракетного двигателя содержат 475 кг окислителя и 125 кг горючего. Топливные насосы ракетного двигателя питаются от компрессора турбореактивного двигателя.
Вооружение. Самолет не имеет постоянного вооружения. На семи замках внешних подвесок общей грузоподъемностью 1200-2750 кг самолет в зависимости от выполняемого задания может нести: ракету R- 510, R-511 или R-530 фирмы «Нор», две ракеты «Фолкон» (только модификация S), две ракеты «Сайдуиндер», три ракеты AS-30 или AS-20, два контейнера «Матра» с НУРС, три бомбы по 500 кг и контейнер с двумя пушками калибра 30 мм с запасом 125 снарядов каждая.
Размах крыла, м 8,20 8,22
Длина, м 13,85 15,03
Высота, м 4,50 4,25
Площадь несущей поверхности, м
Масса пустого самолета, кг 5900 7050
Максимальная взлетная масса, кг 12 600 13 500
Номинальная посадочная масса, кг 6600
Грузоподъемность, кг 1200 Емкость топливных баков (внешн./внутр.), л 3400/3330 3400/3330
Максимальная удельная нагрузка на крыло, кг/м
Отношение максимальной массы самолета к форсажной тяге
Максимальное число Маха 1,8 2,2
Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2100 2350
Максимальная скорость у земли, км/ч 1100 1390
Потолок, м 18000/ 17000/ /23 000
Боевой радиус действия, км 290-4)50 1200
Посадочная скорость, км/ч 240
Вертикальная скорость, м/с 120
Время подъема на высоту 18 000 м
Максимальная продолжительность полета, ч 3
Длина разбега (масса ном./макс.), м …/900 700/1600
Длина пробега (масса ном./макс.), м …/860 700/…
«Дельта-Дарт» F-106 фирмы «Конвэр»-одноместный истребитель- перехватчик – США, 1956 г.
