года планировалось осуществить вертикальный взлет. В 1975 г. срок облета первого опытного образца был перенесен на 1976 г., а затем на 1977 г. Строительство самолета было завершено лишь в августе 1977 г. (26.08.1978 г. был организован официальный показ самолета), после чего начались его наземные испытания. Облет самолета был перенесен на 1978 г., а затем на 1979 г.
Описание самолета. XFV-12A представляет собой построенный по схеме «утка» высокоплан со стреловидным крылом и трапециевидными горизонтальным оперением, расположенным в носовой нижней части фюзеляжа. Крыло с относительной толщиной профиля 7,6-4,5% и удлинением 2,09 имеет отрицательный угол поперечного V 10° и стреловидность по линии фокусов 35°. Наиболее характерной чертой самолета, кроме использованной аэродинамической схемы (первый сверхзвуковой самолет, построенный по схеме «утка»), является применение эжекторных устройств на режимах взлета, посадки, зависания и полета с малой скоростью, а также их использование в системе управления. Крыло и горизонтальное оперение оснащены реактивными закрылками э^секторного типа вдоль всего размаха, в которые поступает вся масса выхлопных газов двигателя. Хвостовую часть крыла и горизонтального оперения занимают соответственно элевоны и руль высоты.
Вертикальное оперение-двухкилевое, разнесенное, с рулями направления. Кили установлены в торцевых частях крыла и имеют подкрыльное продолжение. Четыре эжекторных устройства работают независимо. Они могут создавать реактивную силу различной величины и используются в системе управления самолетом в режимах висения и полета на малых скоростях. Для исследования характеристик крыла, оснащенного эжекторами, и эффективности самих эжекторов фирма построила испытательный стенд типа центрифуги в виде вращательно закрепленной фермы длиной 30,5 м. На свободном конце фермы закрепляется консоль крыла с эжекторным устройством натуральной величины, а на половине размаха-двигатель F-401-PW-400 фирмы «Пратт-Уитни». Выходное устройство двигателя с помощью труб было соединено с эжекторами. На стенде можно проводить испытания секции крыла (или оперения) с окружной скоростью ~ 278 км/ч.
В режимах висения и полета на малых скоростях поток выходных газов направляется к двум эжекторным устройствам в крыле и к двум в горизонтальном оперении. Подъемная сила эжекторов создается за счет захвата воздуха потоком выхлопных газов. В результате смешения воздуха и выхлопных газов (в отношении 7,5:1) скорость потока на выходе эжектора уменьшается по сравнению со скоростью газов на выходе из сопла двигателя (610 м/с при неработающих эжекторах) в пять раз и составляет 122 м/с при одновременно более низких температуре и давлении. Общий расход воздуха через эжекторы составляет 113-136 кг/с.
Для изготовления планера использованы главным образом сплавы алюминия (из сплавов титана изготовлены лишь элементы хвостовой части фюзеляжа в области двигательного отсека). При разработке планера использованы некоторые узлы околозвукового штурмовика А-4 и сверхзвукового истребителя- бомбардировщика F-4. От самолета А-4 заимствованы носовая часть фюзеляжа с кабиной пилота и шасси, а от самолета F-4-воздухозаборники (модифицированные) с частью воздушного канала и конструкция неподвижных частей крыла (кессоны крыла и центроплана).
Схема управления самолетом-классическая, с рулями высоты и направления. Руль высоты включен в систему автоматического активного управления. На режиме висения управление осуществляется путем изменения величины и направления тяги, создаваемой четырьмя эжекторами. При горизонтальном полете задняя створка эжектора выполняет роль управляющей поверхности (отклоняется на 6°), а передняя створка и сам эжектор действуют как тормозные щитки. Небольшие рули направления расположены в надкрыльевых частях килей.
Двигательная установка. Двигатель самолета F401-PW-400 развивает тягу 62,56 кН (6380 кГ) во время нормального взлета (двигатель, установленный на самолете F-14B, при форсировании создает тягу 133,44 кН) и 96,99 кН (9890 кГ) во время вертикального взлета (эжекторы дополнительно увеличивают тягу на 15,20-16,18 кН).
Топливная система состоит из двух баков емкостью 1590 л, расположенных в фюзеляже, и двух крыльевых баков емкостью 1173 л (общая емкость системы 2763 л).
Вооружение. Предусматривается установка пушки и приспособлений для транспортировки ракет воздух- воздух и воздух – земля.
Размах крыла, м 8,69
Длина, м 13,39
Высота, м 3,15
Площадь несущей поверхности, м
Взлетная масса (ном./макс.), кг 6259/8845
Емкость внутренних топливных баков, л 2763
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м
Максимальное число Маха 2,0
Длина разбега при взлетной массе (11 000 кг), м 91
Послесловие
Из данных, приведенных в первой части книги (см. стр. 179), следует, что разработкой и строительством сверхзвуковых самолетов собственной конструкции на протяжении последних 35 лет занимались 11 государств (Великобритания, Египет, Израиль, Италия, Канада, СССР, США, Франция, ФРГ, Швеция, Япония), а в рамках лицензионного производства-еще 6 государств (Австралия, Индия, КНР, Чехословакия, Швейцария и ЮАР). В то же время из сводной таблицы (см. стр. 12) можно сделать вывод, что определяющее значение для развития сверхзвуковой авиации имели работы, проводившиеся лишь в трех странах (СССР, США и Франции), на которые приходится 73 (из 88 представленных в книге) типа самолетов. Этот факт подтверждается данными, содержащимися как в перечне технических усовершенствований (гл.
