выполнен в соответствии с правилом площадей. В удлиненной носовой части расположены центральный воздухозаборник, кабина пилота, отсеки оборудования и ниша уборки передней стойки шасси. Герметичная кабина пилота с фонарем, выполненным из единой плиты стекла (не считая отдельного лобового остекления), оборудована катапультируемым сиденьем класса 0-0. В центральной части фюзеляжа расположены воздушные каналы двигателей, топливные баки и двигательный отсек. Хвостовая часть самолета-отъемная. На ней крепятся управляемый стабилизатор и обычный киль с рулем направления. Передняя кромка киля в корневой части выполнена криволинейной, плавно переходящей в надфюзеляжный гаргрот, сочлененный с фонарем кабины пилота. Для повышения путевой устойчивости на хвостовой части самолета установлены также два подфюзеляжных киля большой площади с углом развала 70°. Для привода управляющих поверхностей самолета используется гидравлическая система с необратимыми бустерами. На случай выхода из строя основной системы предусмотрена аварийная-электрическая. Шасси самолета- трехстоечное, нормальной схемы с одинарными колесами и пневматиками высокого давления. Передняя стойка убирается вперед, в фюзеляж, главные-в крыло, по направлению к фюзеляжу.
Самолет снабжен радиолокационной станцией со значительной дальностью обнаружения цели, работающей в режиме обзора и сопровождения. Кроме того, в составе бортовой аппаратуры имелись автопилот, система управления огнем и приемная телекомандная система. С помощью указанных устройств самолет мог осуществлять автоматизированный полет в зону нахождения цели в любых погодных условиях и в любое время суток.
Двигательная установка. Самолет оснащался двумя турбореактивными двигателями, которые располагались рядом в горизонтальной плоскости, в хвостовой части фюзеляжа. Тяга двигателей на форсаже составляла около 73,6 кН (7500 кГ). На самолете использован общий для обоих двигателей лобовой регулируемый воздухозаборник с центральным телом, выполненным в виде подвижного конуса.
Вооружение. Самолет вооружен двумя управляемыми ракетами класса воздух-воздух, которые устанавливаются на подкрыльных пилонах.
«Тэлон» Т-38 фирмы «Нортроп»-двухместный учебно-тренировочный самолет-США, 1959 г.
История создания. В 1955 г. фирма «Нортроп» приступила к эскизному проектированию истребителя N- 156, однако в связи с объявленным ВВС США конкурсом на разработку сверхзвукового учебно- тренировочного самолета и победой в этом конкурсе фирмы «Нортроп» было отдано предпочтение работам над тренировочной модификацией N-156T. В декабре 1956 г. был получен официальный заказ на строительство трех опытных образцов самолета в рамках системы оружия SS-420L. В июне 1958 г. этот заказ был изменен; речь в нем шла уже о строительстве семи опытных самолетов YT-38. После проведения необходимых дополнительных работ был создан самолет «Тэлон» с армейским обозначением Т-38. Его облет был осуществлен 10 апреля 1959 г. В мае 1960 г. был облетан первый серийный самолет T-38A, а 17 марта 1961 г. первые самолеты поступили на вооружение учебных военно-воздушных подразделений. Первоначально было заказано 744 самолета, однако в конечном итоге к январю 1972 г. их было выпущено 1187 шт. В 1958 г. на базе учебно-тренировочного самолета фирма возобновила разработку истребителя, который с обозначением N-156F (измененным впоследствии на F-5) был облетан 30 июля 1959 г.
Описание самолета. Т-38 представляет собой построенный по классической схеме низкоплан с прямым трапециевидным крылом относительной толщины 4,8% и положительным углом стреловидности передней кромки 24°. Задняя кромка имеет небольшую отрицательную стреловидность. Коэффициент сужения крыла более 2. Крыло-моноблок оснащено элеронами и щелевыми закрылками, отклоняемыми электроприводом в диапазоне 0-44° и блокируемыми в произвольном положении.
Удлиненный фюзеляж выполнен в соответствии с правилом площадей. Контур его плоской нижней части образован тремя дугами. Плоская форма фюзеляжа во взаимодействии с крылом способствует созданию подъемной силы. В передней части фюзеляжа расположены отсек оборудования и кабина экипажа с местами друг за другом. Трехсекционный фонарь кабины состоит из открываемой вверх-вперед передней и вверх- назад средней и задней частей. В центральной части фюзеляжа располагаются топливные баки и два двигателя, расположенные рядом в горизонтальной плоскости. Небольшая длина двигателей позволила применить скошенную линию разъема центральной и хвостовой частей фюзеляжа. На хвостовой части установлен лишь управляемый стабилизатор. Классическое вертикальное оперение с небольшим рулем направления и дефлектором на конце киля крепится с помощью двух узлов к силовым шпангоутам центральной части фюзеляжа. На нижней поверхности этой части фюзеляжа размещены два тормозных щитка, которые могут отклоняться с помощью гидропривода в диапазоне 0-50°. В системе управления использованы бустеры и автоматы загрузки командных рычагов, работающие в зависимости от скорости полета и угла отклонения ручки управления и педалей. Передаточное отношение от органов управления к рулям меняется в зависимости от положения шасси. В канале тангажа применен демпфер низкочастотных продольных апериодических и периодических колебаний. Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами и пневматиками высокого давления. Передняя стойка убирается вперед, а главные-в крыло, вдоль размаха. При этом стойки убираются в консоли крыла, а колеса-в нижнюю часть фюзеляжа. Самолет не имеет вооружения.
Двигательная установка. Первые два опытных образца были оснащены двумя турбореактивными двигателями YJ58-GE-1 фирмы «Дженерал электрик» с форсажными камерами. На последующих опытных экземплярах и серийных самолетах устанавливались двигатели J85-GE-5 тягой 11,12 кН (1134 кГ) без форсирования и 17,12 кН (1746 кГ) с форсированием. Воздухозаборники – боковые, дозвуковые, нерегулируемые, с выдвинутой вперед верхней кромкой. Каждый из двух топливных баков, расположенных в центральной части фюзеляжа, питает, как правило, свой двигатель, однако при необходимости имеется возможность подсоединения любого бака к любому двигателю. Система питания обеспечивает работу двигателей при пикировании или «горке» под углом 90°, в планирующем полете с углом скольжения до 25°, а также, с некоторыми ограничениями, в перевернутом полете.
Размах крыла, м 7,70
Длина, м 14,13
Высота, м 3,92
Площадь несущей поверхности, м 15,79
Масса пустого самолета, кг 3475
Максимальная взлетная масса, кг 5485
Максимальная посадочная масса, кг 5485
Емкость внутренних топливных баков, л 2206
Максимальная удельная нагрузка на крыло, кг/м
Максимальное отношение массы самолета к форсажной тяге, кг/даН 1,60
Максимальное число Маха 1,23
Максимальная скорость на высоте 11000 м, км/ч 1306
Полетная скорость на высоте 11000 м, км/ч 935
Вертикальная скорость, м/с 152
Практический потолок, м 16 335
Перегоночная дальность, км 1815
Длина разбега, м 756
