Страница 28 из 29
Крыло кессонной конструкции. Стреловидность крыла — 27,5° по линии 1/4 хорд, относительная толщина — 3,5 %. При базировании на корабле концевые части консолей крыла могут складываться — устанавливаться вертикально. Привод их складывания — гидравлический. Продольный силовой набор кессона неподвижной части консоли состоит из двух (переднего и заднего) основных лонжеронов, 9 (в корневой зоне) или 5 (в концевой зоне) облегченных лонжеронов с перфорированными стенками и крупногабаритных панелей из алюминиево-литиевого сплава Alcoa 2020-Т6. Кессон складываемой части консоли — двухлонжеронной конструкции с обшивкой, подкрепленной стрингерами. Внутренний обьем кессона неподвижной части используется как топливный бак.
Взлетно-посадочная механизация крыла включает двухсекционные закрылки (только на неподвижной части консоли) и трехсекционные отклоняемые носки (по всему размаху консоли). Закрылки имеют трехслойную конструкцию с сотовым заполнителем. Максимальный угол их отклонения — 50°. Выпуск-уборку закрылков осуществляют гидромоторы посредством винтовых преобразователей. Привод каждой секции носка — от своего гидроцилиндра. Максимальный угол отклонения наружной секции — 38,5°; внутренних секций — 28,5°. В полете на дозвуковых скоростях наружная секция носка постоянно отклонена вниз на 5°, внутренние — на 3°. Передняя кромка крыла оснащена системой сдува пограничного слоя. Воздух для СПС отбирается за последней ступенью компрессора каждого двигателя. Эта система начинает работать при отклонении закрылков на 25° и увеличивает количество подаваемого воздуха до выхода закрылков на 40°.
На верхней поверхности неподвижной части каждой консоли крыла установлены три секции интерцепторов, на нижней — три секции дефлекторов. Каждая секция дефлекторов механически связана с находящейся над ней секцией интерцепторов. Интерцепторы максимально отклоняются на 70°, причем внутренняя и средняя секции поворачиваются против полета, а наружная — в противоположном направлении (по полету). Аналогично по направлению отклоняются дефлекторы, внутренняя и средняя секции — на угол до 35°, наружная — до 39°. Интерцепторы используются для управления по крену, а также как воздушные тормоза.
Хвостовое оперение состоит из цельноповоротных киля и стабилизатора. Консоли стабилизатора могут отклоняться как синхронно — для управления самолета по тангажу, так и дифференциально — для управления по крену (на малых скоростях совместно с интерцепторами). Максимальные углы отклонения стабилизатора: 15° вверх и 18° вниз. Максимальные углы поворота киля составляют: ±2° при убранных закрылках, либо ±8° при выпущенных закрылках. Хвостовые части киля и стабилизатора имеют трехслойную конструкцию с сотовым заполнителем. При нахождении самолета на ангарной палубе авианосца верхняя половина киля складывается при помощи гидроцилиндра. На неподвижной части киля имеется обтекатель, в котором проложена трубка дренажа топливной системы и смонтированы антенны БРЭО — станций РТР и СПО.
Шасси самолета — трехопортое с носовым колесом. Все опоры — одноколесные, стойки — телескопического типа, оборудованы жидкостно-газовыми амортизаторами. Опоры шасси убираются гидроцилиндрами против полета в фюзеляжные ниши, при этом колеса основных опор поворачиваются на 90°. Передняя стойка шасси оборудована гидромеханизмом поворота колеса в пределах ±75°. При выключенном механизме стойка вращается на 360° (используется при буксировке самолета). На передней стойке установлено нетормозное колесо размером 660x168 мм с 16-слойной бескамерной шиной «тип VII». Давление в пневматике при наземном базировании — 10,55 кг/смг, при корабельном базировании — 22,85 кг/см². На основной стойке установлено колесо размером 914x279 мм с 24-слойной шиной «тип VII». Основные колеса снабжены дисковыми тормозами и антиюзовым датчиками. Основная и аварийная системы торможения колес — гидравлические. Давление в пневматиках при базировании на аэродроме — 8,44–15,8 кг/см², на авианосце — 17,58 кг/см².
Силовая установка включает два ТРДФ General Electric J79-GE-10. Тяга двигателя на максимальном/форсажном режиме — 5070/8100 кгс. Масса двигателя — 1964 кг, длина — 5310 мм, диаметр — 894 мм. Двигатель состоит из 17-ступенчатого компрессора, обеспечивающего степень повышения давления 13,5; трубчатокольцевой камеры сгорания с 10 жаровыми трубами и трехступенчатой турбины. Форсажная камера имеет независимую систему подачи топлива с насосом высокого давления. Регулируемое реактивное сопло — эжекторного типа, состоит из 24 механически объединенных лепестков, управляемых четырьмя гидроцилиндрами. Каждый двигатель оснащен маслосистемой. Маслобак емкостью 23 л установлен над компрессором.
Топливная система самолета включает шесть встроенных баков: четыре в фюзеляже — передний на 1722 л, центральный (расходный) на 1855 л и два седловидных емкостью 795 л и 492 л, а также два бака в консолях крыла по 2705 л. В бомбоотсеке и находящемся за ним бомбовом туннеле могут быть установлены три дополнительные цилиндрические топливные бака суммарной емкостью 3350 л. Кроме того, на подкрыльевых пилонах возможна подвеска двух или четырех ПТБ по 1514 л. Все баки поддавливаются сжатым воздухом: встроенные — давлением 0,39 кг/см², цилиндрические — 1,76 кг/см², подвесные — 0,98 кг/см². Заправка топливных баков — централизованная двухточечная. Баки оснащены устройствами аварийного слива топлива.
Самолет оборудован системой дозаправки топливом в полете типа «штанга- конус». Поворотная штанга-топливоприемник располагается по левому борту перед кабиной экипажа. Выпускается и убирается штанга гидроцилиндром. Темп перекачки топлива при дозаправке — около 1300 л/мин.
Система управления самолетом — бустерная, необратимого типа. Бустера — двухкамерные. Каналы продольного и поперечного управления — электрогидродистанционные, дублированы механической проводкой. Управление в путевом канале — гидромеханическое. Каждый канал снабжен механизмом триммерного эффекта с электроприводом. Кроме того, в продольный и поперечный каналы включена электронная система стабилизации. Самолет оснащен двухканальной (по крену и тангажу) системой автоматического управления, которая сопряжена с прицельно- навигационной системой и бортовым вычислителем воздушных данных.
Гидравлическая система состоит из двух независимых систем с рабочим давлением 197–228 кг/см². Источниками давления служат четыре гидронасоса — по два каждом двигателе. Аварийный источник давления — крыльчатка, находящаяся в фюзеляже перед нишей левой опоры шасси и выдвигаемая в поток по команде летчика или автоматически при падении давления в системе.
Воздушная система включает два баллона со сжатым воздухом. Давление их зарядки — 225 кг/см². Один баллон обеспечивает открытие крышек фонаря кабины и их аварийный сброс, от второго работает система аварийного выпуска закрылков. В полете рабочее давление в воздушной системе (210 кг/см²) поддерживается компрессором, работающим от гидромотора.
Система электроснабжения питается от двух трехфазных генераторов переменного тока мощностью по 42 кВА с приводом от двигателей. Генераторы вырабатывают ток напряжением 115 В частотой 400 Гц. Источниками постоянного тока напряжением 28 В являются два преобразователя-конвертера на 200 А.
Бортовое радиоэлектронное оборудование. Прицельно-навигационная система AN/ASB-12 включает: многофункциональную РЛС; вычислитель NASARR, сопряженный с индикатором данных на лобовом стекле (ИЛС); сканирующую телевизионную камеру обнаружения и прицеливания, информация с которой отображается на ИЛС летчика и мониторе оператора; инерциальную навигационную систему REINS с корректирующим радиоустройством AN/ASN-26 и сопряженную с ней бортовую ЭВМ VERDAN. Кроме этого, в состав БРЭО входят: радиовысотомер AN/APN-120; цифровой бортовой вычислитель AN/AYA-1; навигационная система TACAN AN/ ARN-52; УКВ радиостанция Collins AN/ARC-52; радиостанция дециметрового диапазона; самолетное переговорное устройство; станция опознавания «свой-чужой»; система автоматической посадки на авианосец ACLS; аппаратура инструментальной посадки ILS AN/ARA-63; стация предупреждения об облучении AN/ALR-45(v); станция радиотехнической разведки AN/APR-18; станции постановки радиопомех AN/ ALQ-55. AN/ALQ-126 и пр.