Истребитель F-5A Freedom Fighter

Истребитель F-5A Freedom Fighter

В 1954 г. фирма «Northrop» провела исследования затрат, связанных с созданием и эксплуатацией американских истребителей так называемой 100-й серии. Анализ результатов исследований показал, что затраты по эксплуатации, обслуживанию и ремонту самолётов являются самыми высокими, причем уровень этих затрат находится в прямой зависимости от сложности конструкции и оборудования. В результате проведенного анализа затрат и потенциальных возможностей сбыта было принято решение приступить к разработке многоцелевого истребителя, который при меньших габаритах и массе, а также простой конструкции сохранял бы характеристики, отвечающие требованиям, выдвигаемым к самолётам этого класса. Работы над проектом самолёта с фирменным обозначением N-156 были начаты в 1955 г. Однако в результате объявленного ВВС США конкурса на создание сверхзвукового учебно-тренировочного самолёта, победителем которого стала фирма «Northrop», приоритет был отдан тренировочной модификации Т-38. Лишь в 1958 г. Министерство обороны США поручило фирме вновь заняться самолётом.

Опытный образец истребителя с обозначением N-156F был облетан 30 июля 1959 г., а к августу 1960 г. была завершена программа приемо-сдаточных испытаний. В 1960-1961 гг. была осуществлена обширная программа эксплуатационных испытаний самолёта в различных географических и погодных условиях дня и ночи. При этом преследовалась цель определения пригодности самолёта в качестве многоцелевого истребителя (для воздушных боев, атак наземных целей и разведки), эксплуатируемого с различных аэродромов (в том числе и с наскоро приготовленных взлётно-посадочных полос). Новый самолёт оказался первым американским истребителем, способным использовать грунтовые аэродромы. В серийное производство он поступил в 1963 г. и выпускается до настоящего времени.

Разработаны такие модификации самолёта:

– истребитель-перехватчик и истребитель-бомбардировщик F-5A (облет первого серийного самолёта состоялся 19.05.1964 г., выпущен 621 самолёт), F-5C (май 1965 г., первоначальное обозначение F-5A - 15), CF-5A (89 самолётов для Канады), NF-5A (75 самолётов для Голландии), SF-5A (35 самолётов для Испании, где им было присвоено военное обозначение С-9), F-5G (78 самолётов для Норвегии) и F-5E (11.08.1972 г.; в 1978 г. имелись заказы на изготовление 1021 самолёта для 16 государств);

– двухместный учебно-боевой самолёт F-5B (24.02.1964 г., 134 самолёта), CF-5D (26 самолётов), NF-5B (30 самолётов), SF-5B (34 самолёта) и F-5F (двухместная модификация F-5E с удлиненным фюзеляжем, облет 25.09.1974 г.; заказано свыше 100 самолётов);

– разведывательный самолёт RF-5A (89 самолётов) и RF-5G (16 для Норвегии);

– опытный YF-5B-21 (28.03.1969 г., прототип для F-5E).

– истребитель F-5G «Тайгершарк».

Во время работ над опытным образцом N-156F фирма дала самолёту название «Freedom Fighter». В 60-х годах это название было предано забвению. В 1972 г. модификации F-5E было присвоено название «Tiger II». Первые экспортные поставки самолёта (в Иран) начались 1.02.1965 г. В настоящее время самолёты F-5 находятся на вооружении 25 государств. По лицензии они изготовлялись в Канаде, Испании и на Тайване. В 60-х годах цена самолета F-5A составляла 950 000 долл. Цена модификации F-5E возросла до 1,6 млн. долл.

Истребитель F-5A «Freedom Fighter» представляет собой низкоплан с прямым трапециевидным крылом, имеющим удлинение 3,75, относительную толщину профиля 4,8% и угол стреловидности (по линии фокусов) 24°. В околофюзеляжных частях крыла стреловидность скачкообразно возрастает до 32°55' вследствие использования малоразмерного наплыва. Схема низкоплана позволила применить моноблочные полукрылья и центроплан, что снизило нагрузки на фюзеляж и облегчило его конструкцию. Фюзеляж, выполненный с учетом правила площадей, разделен на три основные части. В первой, носовой, находятся система управления огнем, радиоэлектронная и навигационная аппаратура, кабина экипажа и ниша уборки передней стойки шасси. Кабина оснащена катапультируемыми сиденьями класса 0-0. Остекление кабины состоит из двух частей, каждая из которых выполнена из одного листа стекла. Фонарь открывается механически (вверх-назад). Заслуживает внимания применение подвижного козырька, отодвигаемого вперед-вверх. Это облегчает доступ к приборной доске во время ремонта и обслуживания.

В центральной части фюзеляжа расположены центроплан, топливные баки, воздухозаборники с воздушными каналами, рама крепления двигателей и киль, оканчивающийся дефлектором, выполненным в виде пластины, на которой крепится радиоантенна. Киль самолета трапециевидной формы, с небольшим рулем направления, сопряжен с обтекаемой надфюзеляжной надстройкой. Конструкция руля направления, элеронов, закрылков и хвостовых частей стабилизатора - многослойная с сотовым заполнением. Управляемый стабилизатор малой площади расположен в нижней части фюзеляжа, в плоскости крыла. Небольшого размаха и с большой хордой элероны расположены в центральных частях крыла. К механизации крыла относятся расположенные почти по всему размаху носовые щитки и небольшой длины щелевые закрылки. Тормозные щитки, выполненные в виде двух прямоугольных пластин, расположены под центральной частью фюзеляжа и управляются с помощью бустеров. Положение щитков может быть произвольным вплоть до момента их максимального отклонения на 46°.

Контейнер тормозного парашюта находится в хвостовой, верхней части фюзеляжа. Парашют закреплен таким образом, что направление действия тормозной силы во время пробега проходит через центр тяжести самолета, не вызывая при этом нежелательных дополнительных моментов. Шасси - трехстоечное, с одинарными колесами. Главные стойки убираются в крыло и фюзеляж (колеса), передняя - вперед в фюзеляж. Положение шасси влияет на углы отклонения руля направления и элеронов. Полный угол отклонения элеронов (вверх и вниз) при выпущенном шасси составляет 60°, а при убранном 32,5°. Для руля направления эти значения соответственно составляют 30 и 12°. Увеличение возможных углов отклонения руля направления и элеронов при выпущенном шасси диктуется необходимостью обеспечения достаточной управляемости самолета при малых скоростях полета, индицируемых выпуском шасси.

Источник - dogswar.ru