Читать «Авиация и Время 2012 01» онлайн - страница 68

Основным силовым элементом центральной секции фюзеляжа является поперечная силовая балка, к которой шарнирно присоединены консоли крыла. Балка представляет собой топливный бак-отсек, разделенный перегородкой. Кроме того, внутри этой секции фюзеляжа находятся еще два топливных бака-отсека, а также агрегаты самолетных систем и блоки оборудования. По бокам центральной секции фюзеляжа располагаются сверхзвуковые регулируемые воздухозаборники прямоугольного поперечного сечения. Между воздухозаборником и бортом фюзеляжа имеется канал для слива пограничного слоя. Воздухозаборники управляются посредством автоматической системы регулирования С8684, которая в зависимости от режима полета отклоняет их створки. В верхней части канала воздухозаборника располагаются три подвижные створки, управляемые каждая отдельными гидроцилиндрами. Две передние створки сочленены между собой, а задняя — автономная. Между второй и третьей створками имеется щель для перепуска воздуха. До чисел 0,5М воздухозаборник максимально открыт (проходное сечение 0,66 м²), а по мере увеличения скорости полета сначала задняя, а затем передние створки отклоняются, обеспечивая стабильность воздушного потока на входе в двигатель.

Хвостовая секция фюзеляжа образована центральным отсеком и двумя мотогондолами. Снизу на мотогондолах закреплены подфюзеляжные гребни. Центральный отсек несет три тормозных щитка: один — на верхней поверхности и два — на нижней. Все тормозные щитки отклоняются на угол до 60°, однако на посадке отклонение нижних щитков ограничено углом 18”. Между нижними щитками располагается тормозной гак. Подвеска гака к фюзеляжу карданная, позволяющая ему вращаться в вертикальной плоскости и отклоняться в стороны на угол до 26°.

Крыло самолета состоит из неподвижного центроплана, интегрированного с центральной секцией фюзеляжа, и двух подвижных консолей. Внутри центроплана размещаются две передние аэродинамические поверхности треугольной формы в плане, которые могут выдвигаться в поток и выполнять при этом роль дестабилизатора. Максимальный угол их выдвижения — 15° от линии передней кромки центроплана. Управление этими поверхностями осуществляется по командам от вычислителя воздушных данных посредством гидропривода. Стреловидность центроплана по передней кромке — 68°.

Конструкция консоли крыла — кессонного типа, двухлонжеронная. Кессон является топливным баком. Каждая консоль крепится к силовой балке посредством двух шарниров (верхнего и нижнего), причем при разрушении одного из них конструкция сохраняет свою работоспособность. Аэродинамический профиль консоли — NASA- 64А2; относительная толщина у корня — 10,2 %, у законцовки — 7 %. Угол стреловидности консолей (по передней кромке) в полете меняется в диапазоне 20°-68°. Угловая скорость их перемещения — 7,5 °/с. Консоли поворачиваются с помощью гидромоторов и винтовых преобразователей. Какая-либо механическая синхронизация их положения отсутствует. Управление конфигурацией крыла осуществляется автоматической системой в зависимости от режимов полета либо летчиком вручную, для чего в кабине рядом с РУДами установлена соответствующая ручка. Для уменьшения габаритов самолета при авианосном базировании консолям придается угол 75°.