сопротивления самолета. Этот результат был достигнут благодаря изменению конструкции планера в соответствии со сформулированным «правилом площадей». В результате проведенных усовершенствований появился новый самолет, которому было присвоено обозначение YF-102A. Первый полет на нем был совершен 20 декабря 1954 г., и уже на следующий день в горизонтальном полете самолета на высоте 10000 м была превзойдена скорость звука. В середине 1955 г. серийный самолет F-102A стал поступать на вооружение. 8.11.1955 г. были проведены испытания двухместной модификации самолета TF-102A (с креслами экипажа, расположенными рядом, и вооружением, как у F-102A), позволяющего выполнять наряду с тренировочными полетами и боевые задания.
Третьей модификацией F-102A был самолет, первоначально обозначенный как F-102B. Однако в результате изменения конструкции фюзеляжа, уменьшения несущей поверхности, увеличения взлетной массы и замены двигательной установки он получил номер типа и вошел в серийное производство как «Дельта-Дарт» F-106A. В соответствии с тактико-техническими требованиями F-102 проектировался как истребитель- перехватчик, предназначенный для поражения сверхзвуковых стратегических бомбардировщиков и разведывательных самолетов. Во второй половине 50-х годов он был основой системы противовоздушной обороны США. Позже, когда скорость и потолок перехватываемых самолетов значительно возросли, эффективность F-102 стала недостаточной. В 1960 г. его начали передавать службам гражданской авиации США.
В общей сложности было изготовлено 947 самолетов F-102-из них 10 самолетов YF-102, 4 самолета YF- 102A, 870 самолетов F-102A и 63 самолета TF-102A. Их производство было свернуто в 1958 г. В 70-х годах 8 самолетов F-102A были переоборудованы в беспилотные (PQM-102A, облет 13.08.1974 г.) и в пилотируемые самолеты-мишени (QE-102A). Описание самолета. «Конвэр» F-102A является среднепланом, выполненным по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом, имеющим угол стреловидности передней кромки 60°6'. В конструкции крыла использованы профили с относительной толщиной 5% в корневом сечении, уменьшающейся до 4% в концевой части. Кроме того, крыло имеет коническую крутку (около 70% размаха) и оборудовано двумя аэродинамическими гребнями. Управление самолетом осуществляется с помощью элевонов, занимающих около 80% длины задней кромки, и обычного вертикального оперения. Передняя кромка киля имеет положительный угол стреловидности 52°, а задняя кромка руля направления-небольшую отрицательную стреловидность. Над рулем направления смонтирован небольшой дефлектор для защиты антенны. В связи с малой строительной высотой крыла и оперения элементы механизмов системы управления элевонами и рулем направления были вынесены за теоретические контуры и размещены во внешних обтекателях. На крыле эти обтекатели были расположены на нижних поверхностях в плоскостях установки гребней. Под килем расположен контейнер для тормозного парашюта и тормозные щитки, разводимые в стороны при помощи пневматических серводвигателей.
Фюзеляж самолета выполнен в соответствии с правилом площадей. Передняя часть фюзеляжа заострена, вытянута и (в целях улучшения видимости из кабины пилота) несколько отклонена вниз. С обеих сторон хвостовой части фюзеляжа установлены большие обтекатели для улучшения аэродинамического сопряжения крыла, фюзеляжа и оперения в соответствии с правилом площадей. Фонарь кабины в поперечном сечении имеет вид треугольника. Каркас отлит из магниевого сплава. Отделяемая часть фонаря во время полета находится под нагрузкой сжатой пружины, и в случае необходимости покинуть самолет освобожденная пружина отбрасывает ее вверх и назад. Остекление передней части фонаря состоит из трех слоев. Внешний слой представляет собой закаленное стекло толщиной 4,76 мм, покрытое с внутренней стороны токопроводящей сеткой. Промежуточный слой толщиной 3,2 мм выполнен из органического стекла. Внутренний слой также выполнен из закаленного стекла толщиной 12,7 мм. Шасси самолета-трехстоечное с одинарными колесами. Передняя стойка убирается вперед, а главные – вдоль размаха крыла, причем колеса главных стоек убираются в фюзеляж, а сами стойки-в околофюзеляжную часть крыла.
Крыло пятилонжеронной конструкции, киль четырехлонжеронной и фюзеляж конструкции типа «полумонокок» изготавливаются в основном с помощью клепки. Лишь некоторые части планера, такие, как концы консолей крыла, аэродинамические гребни, руль направления, хвостовые части элевонов, люки ниш шасси, выполнены в виде клееных конструкций, для изготовления которых использовался клей «Нармко» 402, затвердевающий в течение 2 ч при температуре 175°С и под давлением 0,46 МПа. Основная часть конструкции самолета выполнена преимущественно из сплавов алюминия, однако применены также титан и его сплавы. Из титана изготовлены элементы обшивки фюзеляжа, нервюр, кожухов экранов системы обогрева и вентиляции кабины пилота. Сплавы титана использованы для изготовления силового набора фюзеляжа и лонжеронов крыла.
В учебно-тренировочных самолетах TF-102A кресла пилота и инструктора размещены рядом в несколько расширенной кабине. Из-за расширения передней части кабины потребовалось изменение конструкции воздухозаборников, что вместе с возросшим сопротивлением фюзеляжа привело к ухудшению летных характеристик этой модификации самолета по сравнению с одноместным вариантом.
Двигательная установка. На опытных образцах самолета YF-102 был установлен турбореактивный двигатель J57-P-11 фирмы «Пратт-Уитни», а на опытных образцах YF-102A-двигатели J57-P-23 и J57-P-41. Серийные самолеты F-102A были оснащены двигателями J57-P-11 или J57- Р-35, а самолеты TF-102A- двигателями J57-P-23. Двигатель J57-P-11 развивает тягу 48,54 кН (4950 кГ) без форсирования и 66,68 кН (6800 кГ) с форсированием. Воздухозаборники двигателя расположены по обеим сторонам фюзеляжа на уровне кабины пилота. Кромки воздухозаборников – острые, сверхзвуковые, нерегулируемые. Четыре герметичных топливных бака-отсека находятся в крыле.
Вооружение. Вооружение самолета состоит из 6 управляемых ракет «Фолкон» GAR-1, размещенных внутри фюзеляжа в отсеке, расположенном непосредственно за нишей уборки передней стойки шасси. Ракеты «Фолкон» имеют устройства, позволяющие выдвигать их из фюзеляжа. В самолете имеются также контейнеры с НУРС, которые размещаются в обтекателях, закрывающих отсек управляемых ракет. Кроме того, самолет может нести ракеты «Фолкон» на наружной подвеске (под крылом и фюзеляжем).
.Размах крыла, м 11,62
Длина, м 20,81
Высота, м 4,46
Площадь несущей поверхности, м
Взлетная масса (ном./макс.), кг 12950/14500
Максимальная посадочная масса, кг 14000
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м
Удельная нагрузка на крыло при посадке, кг/м
Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге двигателя (при форсировании), кг/даН 1,94/2,17
Максимальное число Маха 1,25
Максимальная скорость на высоте 12200 м, км/ч 1328
Максимальная скорость у поверхности земли, км/ч 1190
Полетная скорость с подвесками, км/ч 1014
Посадочная скорость, км/ч 240
Вертикальная скорость, м/с 61
Практический потолок, м 16 500
Перегоночная дальность, км 2172
Радиус действия (ном./макс.), км 540/800
Длительность полета, ч 2,5
