АиВ плюс F-15 и Су-27 История создания, применения и сравнительный анализ - Владимир Ильин

1 Без топлива, боеприпасов и пилонов внешней подвески.

2 В ударном варианте.

3 С конформными топливными баками.

4 После модернизации в рамках программы MSIP: + 9.0/-3.

Краткое техническое описание истребителя F-15C

Истребитель F-15C выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным крылом, двухкилевым оперением и двумя двигателями в хвостовой части фюзеляжа. Доли материалов (по массе), используемых в конструкции планера, составляют: алюминиевые сплавы – 37,3% (носовая и центральные части фюзеляжа, крыло в основном), титановые сплавы – 26,6% (хвостовая часть фюзеляжа, лонжероны и нижние панели корневой части консолей крыла), сталь – 5,5%, боро- и углепластики – 1,2% (хвостовое оперение), стеклопластики – 1 % (носовой обтекатель). Доля сотовых конструкций – 28,2%. Расчетный ресурс планера 8000 ч. Для облегчения доступа к внутренним элементам самолета предусмотрено большое число смотровых лючков с общей площадью 53 м2 .

Фюзеляж – цельнометаллический типа полумонокок, состоит из носовой, центральной и хвостовой частей. В носовой размещены герметичная кабина пилота, ниша передней опоры шасси и основная часть БРЭО, в т.ч. РЛС. Остекление фонаря выполнено из поликарбоната «Лексан» с акриловым покрытием (при общей толщине лобового стекла 23,05 мм толщина внешнего акрилового слоя 4 мм, внутреннего – 1,27 мм). В центральной части фюзеляжа расположены топливные баки, ниши основных опор шасси, воздушные каналы, боезапас пушки. Сверху – тормозной щиток (площадь 2,93 м2 , максимальный угол отклонения 45°), выполненный из углепластика, сотового алюминиевого заполнителя с силовыми элементами из титанового сплава. Основными силовфми элементами хвостовой части являются две несущие хвостовое оперение балки, между которыми размещены двигатели и тормозной гак.

Крыло истребителя оптимизировано для маневрирования с большими перегрузками при числе М=0,9. Оно имеет коническую крутку и корневые наплывы для повышения подъемной силы на больших углах атаки. Удлинение крыла 3,0. Угол отрицательного поперечного «V» 1°, угол стреловидности по линии 1 /4 хорд 38° 42', профиль NACA 64А с относительной толщиной, изменяющейся от 6,6% у корня до 3% на законцовках. Конструктивно состоит из центроплана и двух отъемных частей. Тип конструкции – безопасно повреждаемая кессонная многолонжеронная с дополнительным подкосом. Законцовки трехслойные с сотовым алюминиевым заполнителем. Крыло оснащено простыми закрылками (общая площадь 3,33 м2 , максимальный угол отклонения 30°) и элеронами (2,46 м2 ). Механизация передней кромки отсутствует.

Хвостовое оперение включает два взаимозаменяемых киля (общей площадью 9,78 м2 ) и дифференциально отклоняемый стабилизатор, также состоящий из двух взаимозаменяемых цельноповоротных консолей (общей площадью 10,34 м2 ).

Шасси – трехопорное с одноколесными стойками, убираемыми вперед. Передняя стойка управляемая; основные стойки при уборке поворачиваются относительно своих осей на 90°. Амортизаторы масляно-пневматические. Носовой пневматик имеет размеры 559x254 мм, основные – 872x457 мм, давление в пневматиках, соответственно, 1,79 МПа (18,3 кгс/см2 ) и 2,34 МПа (23,9 кгс/см2 ). Применены углеродные дисковые тормоза и автомат торможения. Колея шасси 2,75 м, база 5,42 м. Имеется тормозной гак, используемый при аварийной посадке.

Силовая установка. На F-15C/D первых серий установлены двигатели Пратт-Уитни F100-PW-100 с тягой на форсаже 106,0 кН (10810 кгс) и на максимальном режиме 65,2 кН (6655 кгс). С июля 1986 г. F-15C/D поставлялись с более экономичными двигателями F100-PW-220 с тягой по 104,3/63,9 кН (10635/6520 кгс). Система управления двигателем F100-PW-100 – гидромеханическая, F100-PW-220 – цифровая двухканальная с полной ответственностью и резервным упрощенным гидромеханическим каналом. Воздухозаборники двигателей – боковые многоскачковые с внешним сжатием прямоугольного сечения. Регулирование положения системы скачков и расхода воздуха обеспечивается автоматически в зависимости от числа М и температуры воздуха с помощью трех шарнирно подвешенных горизонтальных рамп и створок перепуска воздуха. Окна перепуска расположены на верхней поверхности воздухозаборников. Передняя часть воздухозаборника подвешена шарнирно и может отклоняться в зависимости от угла атаки вверх на 4° и вниз на 1° для улучшения условий входа воздуха при маневрировании. Между двигателями расположена вспомогательная силовая установка, обеспечивающая возможность автономного запуска двигателей на земле. Внутренний запас топлива размещается в 6 фюзеляжных баках и 4 баках в крыле общей емкостью 7836 л. Возможна установка 3 (2 под крылом и 1 под фюзеляжем) подвесных баков емкостью по 2309 л, а также 2 конформных топливных контейнеров емкостью по 2755 л, размещаемых по бокам воздухозаборников. Самолет оборудован системой дозаправки в полете, топливоприемник которой расположен на верхней поверхности левого наплыва крыла.

Система управления – гидромеханическая с одновременно работающей системой улучшения управления CAS. В первой системе управляющие воздействия летчика с помощью механических тяг передаются на клапаны гидроприводов аэродинамических поверхностей. Вторая представляет собой, по сути, электродистанционную дублированную систему, передающую воздействия как от летчика, так и от автопилота. Назначение этой системы не только в том, чтобы дублировать жесткую проводку. Она обеспечивает демпфирование колебаний, необходимое для повышения точности бомбометания и стрельбы из пушки. Система CAS реагирует не на перемещения ручки и педалей, а на прикладываемые к ним усилия. Поэтому самолет управляем даже в случае заклинивания механической проводки системы управления.

Гидравлическая система состоит из трех независимых систем (двух бустерных и одной общей) с рабочим давлением 20,7 МПа (211 кгс/см2 ). Имеются 4 гидронасоса (по одному для каждой бустерной и 2 для общей системы), установленные на двигателях на выносных коробках приводов агрегатов. Бустерные системы питают приводы стабилизатора, элеронов, рулей направления и закрылков, общая система обеспечивает энергией системы уборки и выпуска шасси, торможения колес, разворота переднего колеса, регулирования воздухозаборников, приводы пушки, посадочного крюка, фонаря кабины.

Система электроснабжения включает 2 трехфазных генератора переменного тока мощностью по 40/50 кВА (115/200 В, 400 Гц), 2 трансформатора-выпрямителя (15 А, 28 В), аварийный генератор постоянного/переменного тока с гидроприводом. Аккумуляторная батарея отсутствует.

Система жизнеобеспечения использует воздух, отбираемый от компрессоров двигателей. Для полетов на больших высотах на борту есть запас жидкого кислорода. Катапультное кресло Макдоннелл-Дуглас ACES II обеспечивает покидание самолета на скорости от 0 до 1100 км/ч и любой высоте.

Комплекс БРЭО включает полностью цифровую импульсно-доплеровскую РЛС Хьюз AN/APG-63, обеспечивающую обнаружение высоко- и низколетящих целей практически при любых ракурсах. РЛС имеет щелевую антенную решетку диаметром 0,915 м с механическим сканированием в пределах ±60° по азимуту и электронным – по углу места. Масса РЛС 221 кг, объем 0,25 м3 , потребляемая мощность 13 кВт, средняя мощность излучения 1 кВт, среднее время наработки на отказ 23 ч (по состоянию на 1987 г.). По воздушным целям РЛС работает в следующих режимах: поиск на максимальных дальностях при использовании высокой частоты повторения импульсов (ЧПИ); поиск на средних дальностях с измерением дальности до цели и ее скорости при использовании высокой и средней ЧПИ попеременно; сопровождение одиночной цели с измерением дальности при автоматическом выборе оптимальной ЧПИ. В ближнем воздушном бою захват цели может осуществляться в режимах: ускоренный поиск в пределах поля зрения индикатора на лобовом стекле; поиск с вертикальным сканированием луча в пределах от -5° до +45°; поиск вдоль продольной оси самолета. Для решения навигационных задач РЛС может работать в следующих режимах: картографирование местности; измерение дальности до наземных объектов; измерение путевой скорости самолета; работа с радиомаяками на дальности до 270 км.

С 1983 г. в рамках программы модернизации MSIP на F-15C стали устанавливать улучшенный вариант станции с программируемым процессором сигналов и улучшенным процессором радиолокационных данных, обеспечивающими обнаружение отдельных целей в группе и сопровождение двух целей на проходе. Последние 39 самолетов F-15C, поставленные с июня 1987 г., оснащены многорежимной цифровой импульсно-доплеровской РЛС Хьюз AN/APG-70, созданной на основе РЛС AN/APG-63 и имеющей новые программируемый процессор сигналов (быстродействие 33 млн. опер./с и емкость ЗУ 1,4 Гб) и процессор радиолокационных данных (1,4 млн. опер./с, 1 Гб), а также увеличенную дальность обнаружения целей в нижней полусфере. Новая станция обеспечивает сопровождение до 10 воздушных целей на проходе.. Масса APG-70 – 250 кг.