Для фюзеляжа полумонококовой конструкции со значительным числом вырезов (длиной 14,2 м) характерно относительно большое сплющенное в нижней части поперечное сечение. В передней части фюзеляжа расположены отсек оборудования (над воздухозаборником), закрываемый люком, кабина экипажа и ниша уборки передней стойки шасси. Фонарь кабины состоит из неподвижной передней части с лобовым стеклом, установленным под большим углом наклона, и открываемого снизу назад обтекателя; к центральной части фюзеляжа, содержащей топливные баки, крепятся консоли крыла. Двигатель самолета (длиной ~ 4,5 м) крепится с передней стороны к силовому шпангоуту средней части фюзеляжа, а после подсоединения хвостовой части фюзеляжа с помощью самоцентрирующихся стыковочных соединений оказывается закрепленным и с другой стороны.
Двухлонжеронный киль выполнен как одно целое с хвостовой частью фюзеляжа. Стабилизатор размещен внизу хвостовой части фюзеляжа. Максимальное отклонение рулей высоты и направления составляет + 20°, а их максимальная толщина не превышает 75 мм. Над рулем направления (сравнительно небольшой площади) размещены патрубки дренажа топливных баков и лампа хвостового огня. Для увеличения поверхности вертикального оперения киля в целях улучшения путевой устойчивости использован килевой гребень. Площадь и размах стабилизатора были увеличены после изготовления 70 самолетов. Угол стреловидности крыла и стабилизатора по передней кромке одинаков.
Шасси – трехстоечное. Передняя стойка со сдвоенными колесами убирается назад. Главные стойки шасси балочно-подкосного типа с одинарными колесами убираются вбок, в околофюзеляжную часть крыла. Пневматики колес-высокого давления, рассчитаны на 20 посадок. Все стойки шасси имеют внутренние амортизаторы. В задней части фюзеляжа находится убираемая пята, предохраняющая эту часть конструкции самолета от поломок во время взлета и посадки. Самолет приспособлен для безаэродромного старта с подвижных стартовых катапульт, аналогичных тем, с которых запускались ракеты «Матадор».
Планер самолета рассчитан на эксплуатационный коэффициент перегрузок от + 6 до – 2.
Двигательная установка. Самолеты F-100A оснащены турбореактивными двигателями J57-P-7 фирмы «Пратт-Уитни» тягой 43,15 кН (4400 кГ) без форсирования и 63,74 кН (6500 кГ) с форсированием. На остальных модификациях самолета установлены более совершенные двигатели J57-P-21 тягой 52,04 кН (5307 кГ) и 75,62 кН (7711 кГ) соответственно без форсирования и с форсированием. Запуск двигателя осуществляется с помощью пневмостартера. Топливо размещено преимущественно в фюзеляжных баках (сплющенная нижняя часть фюзеляжа позволила разместить баки как под двигателем, так и под форсажной камерой) и в двух малых крыльевых баках (2 ? 850 л). Общий запас топлива составляет 4487 л и может быть увеличен за счет дополнительных баков, подвешиваемых под крылом (2 ? 945 л + 2 ? ? 850 л или 2 ? 1700 л), до 8077 л. У всех фюзеляжных баков имеются собственные заливные горловины утопленного типа. Кроме того, вся топливная система имеет одну общую заливочную горловину для дозаправки самолета в полете.
Примененный на самолете лобовой нерегулируемый воздухозаборник с острыми кромками обеспечивает высокую эффективность работы двигателя в полете с ? = 1,3-1,5. Поперечное сечение канала воздухозаборника овальное. Эта овальность сохраняется до плоскости передней кромки крыла, где она переходит в круг. В своей начальной части канал воздухозаборника расположен внизу фюзеляжа, а за кабиной экипажа он переходит в верхнюю часть и только перед двигателем принимает симметричное положение. Такая форма канала воздухозаборника определялась выбранной компоновочной схемой самолета, хотя и вела к значительным потерям давления на входе двигателя.
Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из четырехствольной (двухствольной в модификации F) пушки «Понтиак» М-39Е калибра 20 мм, расположенной в передней нижней части фюзеляжа, с боезапасом по 200 снарядов на каждый ствол. На семи наружных узлах подвесок (из них один подфюзеляжный) самолет может нести 3400 кг (в том числе 2720 кг на подкрыльевых подвесках) боевого груза: в бомбоотсеке-ядерную бомбу (только для самолетов модификаций D и F), ракеты воздух-земля «Булпап», ракеты воздух-воздух «Сайдуиндер», контейнеры НУРС, бомбы массой до 453 кг или баки с топливом.
Размах крыла, м 11,58
Длина, м 14,33
Высота, м 4,57
Площадь несущей поверхности, м
Масса пустого самолета, кг 9525
Взлетная масса (ном./макс.), кг 13500/16800
Грузоподъемность, кг 3400
Емкость топливных баков (внутр./внешн.), л 4487/3590
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м
Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,79/2,22
Максимальное число Маха 1,3
Максимальная скорость на высоте 10680 м, км/ч 1390
Полетная скорость с подвесками, км/ч 910
Посадочная скорость, км/ч 287
Вертикальная скорость, м/с 71
Практический потолок, м 15 240
Максимальная дальность, км 2415
Радиус действия, км 885
Длина разбега, м 1370
«Дельта-Деггер» F-102 фирмы «Конвэр» – одноместный истребитель-перехватчик-США, 1953 г.
История создания. На основе опыта, приобретенного в период разработки и испытаний экспериментального образца XF-92 (первый облет которого состоялся 18.09.1948 г.), в 1951 г. были начаты работы по созданию боевого самолета. Проектирование и строительство первого экземпляра YF-102 продолжалось полтора года, а его первое летное испытание было проведено 24.10.1953 г. Кроме нетипичной для того времени аэродинамической схемы, самолет выделялся большой взлетной массой (свыше 12000 кг). С YF-102 фирма связывала большие надежды, так как еще на стадии проектирования (1952 г.) ВВС США заключили контракт не только на создание двух опытных образцов, но и на одновременную подготовку серийного производства самолета. Однако в одном из испытательных полетов самолет разбился вследствие отказа двигателя при взлете.
В декабре 1953 г. было завершено строительство второго опытного образца (облет 11.01.1954 г.), который незначительно отличался от первого-на основании результатов предыдущих испытаний были несколько изменены характеристики устойчивости и управляемости. Однако этот самолет не достигал расчетной сверхзвуковой скорости полета, что грозило фирме расторжением контракта со всеми вытекающими из этого финансовыми последствиями. Так как увеличение тяги или замена двигателя были исключены, то единственным средством увеличения максимальной скорости оставалось уменьшение
