опоясывающей (в горизонтальной плоскости) носовой обтекатель радиолокационной станции. Кабина с двухсекционным открываемым вверх-назад фонарем оснащена катапультируемым сиденьем класса 0-0, направляющие которого наклонены под углом 18°. В центральной части фюзеляжа располагаются главный топливный бак, ниши уборки главных стоек шасси и воздушные каналы двигателей. Выполненная в виде двух двигательных гондол задняя часть фюзеляжа имеет сверху тормозной щиток. Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами. Передняя стойка убирается вперед, задние-назад.
71% массы планера составляют детали из сплавов алюминия, 10%-из стали, 10%-из композитов, 7%-из сплавов титана и 2%-из других материалов. Стационарное вооружение самолета составляет пушка М61А1 «Вулкан» калибра 20 мм. На самолете имеются семь узлов внешних подвесок (в том числе замки на концевых частях крыла для ракет «Сайдуиндер»).
Двигательная установка. На самолете установлены два турбовентиляторных двигателя YJ101-GE-100 фирмы «Дженерал электрик» тягой на форсаже 66,72 кН (6804 кГ) каждый. Воздухозаборники боковые, подкрыльные, нерегулируемые. Топливная система имеет оборудование для дозаправки в полете.
Размах крыла, м 10,67
Длина, м 17,07
Высота, м 4,42
Площадь несущей поверхности, м
Нормальная взлетная масса, кг 10430
Емкость внутренних топливных баков, кг 4770
Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м
Номинальное отношение массы самолета к форсажной тяге, кг/даН 0,79
Максимальное число Маха 2,0
Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2120
Максимальная скорость у земли, км/ч 1150
Максимальная крейсерская скорость, км/ч 1700
Практический потолок, м 20000
Максимальная дальность (перегоночная), км 4816
Радиус действия, км 927
Взлетная дистанция (при нормальной массе), м 305
Посадочная дистанция (при нормальной массе), м 610
«Торнадо» объединения «Панавиа» – многоцелевой двухместный истребитель с изменяемой геометрией крыла-ФРГ/Великобритания/ Италия, 1974 г.
История создания. 17.07.1968 г. между фирмами ФРГ, Великобритании и Италии было подписано соглашение о сотрудничестве в рамках программы MRCA-75, а в марте 1969 г. образовалось общество «Панавиа эркрафт» GmbH (о своем участии заявили фирмы «Мессершмитт- Бельков-Блом», ВАС и «Фиат») по разработке многоцелевого истребителя, который мог бы стать преемником самолета «Старфайтер» F-104. В декабре 1969 г. была начата проектная проработка одноместного варианта «Панавиа» 100 и двухместного «Панавиа» 200, однако уже в марте следующего года работы над одноместным самолетом были прекращены. Собственно разработка самолета началась в июле 1970 г., а уже спустя четыре месяца приступили к строительству опытных образцов. Для осуществления обширной программы летных испытаний было решено изготовить 9 опытных образцов и 6 предсерийных самолетов. Первый опытный образец (POl) был облетан 14.08.1974 г., а последний-5.02.1977 г. Утвержденные в 1973 г. планы производства предусматривали изготовление свыше 800 самолетов (для Великобритании-385, для ФРГ-324, для Италии- 100). Первые самолеты предполагалось поставить на вооружение истребительно-бомбардировочных дивизионов ФРГ в 1979 г.; итальянские ВВС получили первые самолеты в марте 1981 г. По данным 1976 г. при принятом объеме выпускаемой серии стоимость одного самолета должна была составлять 26,4 млн. марок (в 1970 г. эта стоимость оценивалась в 13-16 млн. марок, а в 1973 г.-в 21,08 млн. марок).
Описание самолета. «Торнадо» представляет собой высокоплан с крылом изменяемой геометрии, угол стреловидности передней кромки которого меняется в диапазоне 25-66°. Крыло оснащено предкрылками и щелевыми выдвижными закрылками, расположенными по всему размаху поворотных консолей, двухсекционными интерцепторами и носовыми щитками (типа Крюгера) в неподвижных прифюзеляжных частях крыла. Предкрылки и закрылки не только улучшают взлетно-посадочные характеристики самолета, но также повышают его маневренность при среднем положении крыла. Подвижные части крыла крепятся к центроплану с использованием подшипников, размещенных с внешней стороны воздухозаборников.
Конструктивная схема установки подшипников выполнена по образцу технического решения, используемого в самолете F-111. Система изменения положения консоли крыла (механическо- гидравлического типа) состоит из управляющего блока, исполнительных механизмов с гидравлическими толкателями, вала синхронизации поворота консолей и кронштейнов внешних подвесок. Масса системы (без управляющего блока) составляет около 100 кг. Система рассчитана на восприятие силы 637,43 кН (65 000 кГ) и способна развивать максимальное усилие во время изменения положения крыла, равное 343,23 кН (35000 кГ). В функции системы входит отклонение предкрылков и закрылков с учетом угла поворота подвижных частей крыла. Изменения положения крыла осуществляются с помощью отдельных (для каждой консоли) гидросистем с исполнительными механизмами. При нормально работающей системе пилот может выбрать угол стреловидности. Соответствующая электронная система (приоритетного принципа) обеспечивает правильную очередность действий, выполняемых во время поворота консолей.
Фюзеляж технологически разделен на носовую, центральную и хвостовую части. Носовая часть оканчивается большим, отклоняемым вбок обтекателем, закрывающим антенну радарной установки. Помимо РЛС, в носовой части размещены приборный отсек и двухместная кабина экипажа, оснащенная катапультируемыми сиденьями класса 0-0. Закрывающий обе кабины фонарь открывается вверх-назад. Вверху центральной части фюзеляжа находятся отсеки, в которых помещаются задние корневые части консолей при максимальном угле стреловидности крыла с механизмом поворота, несколько ниже- воздухозаборники и ниши уборки главных стоек шасси, убираемых вперед; пневматики низкого давления обеспечивают эксплуатацию самолета массой 22 700 кг на полевых аэродромах с мягкой поверхностью. В этой части фюзеляжа расположены топливные баки, а также гидравлическое и электрическое оборудование. В хвостовой части находятся двигатели и узлы крепления оперения и двух тормозных щитков, размещенных на верхней поверхности фюзеляжа рядом с килем. Кроме того, самолет в модификации для воен- но-морской авиации может быть оснащен тормозным крюком для посадки на авианосце.
Система аэродинамического управления самолетом состоит из интерцепторов, управляемого дифференциального стабилизатора и руля направления. Интерцепторы при малых скоростях полета дополнительно используются для уменьшения подъемной силы при углах стреловидности крыла 22^-0°. Для обеспечения оптимальной управляемости самолетом относительно трех осей использованы системы усиления и демпфирования. Аварийная гидромеханическая система управляет положением поворотных частей крыла, стабилизатором, рулем направления, а также закрылками, предкрылками и тормозными щитками.
