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.

Двигательная установка. Первые самолеты оснащались двумя турбореактивными двигателями J85-GE-13 фирмы «Дженерал электрик» тягой 12,10 кН (1234 кГ) без форсирования и 18,14 кН (1850 кГ) с форсированием. Позже стали применять усовершенствованные двигатели J85-GE-15 тягой 13,03-19,12 кН (1327-1950 кГ). На самолетах F-5E устанавливались двигатели J85-GE-21 тягой 14,32 кН (1460 кГ) и 22,23 кН (2267 кГ) каждый соответственно без форсирования и с форсированием. Боковые воздухозаборники с острыми входными кромками и устройством отвода пограничного слоя не регулируются. В 1965 г. на самолете применили впускные створки значительной площади, которые размещались по бокам фюзеляжа, на высоте входа в компрессор. Управляемые электрически, они обеспечивают подвод в двигатель дополнительного количества воздуха при скоростях полета менее 530 км/ч (преимущественно во время взлета и при выполнении виражей на больших высотах). Топливная система состоит из двух баков (емкостью 2207 л), расположенных в центральной части фюзеляжа. Каждый бак по автономной системе трубопроводов питает свой двигатель. Самолет может нести на 5 замках дополнительные баки общей емкостью 2082 л (под фюзеляжем 568 л, под крылом 2 ? 568 л и на концах крыла 2 ? ? 189 л; последние баки спроектированы в соответствии с правилом площадей).

Вооружение. Самолеты F-5 отличаются мощным и разнообразным для своих габаритов вооружением. Основным стрелковым вооружением являются две пушки М-39 калибра 20 мм, смонтированные в передней части фюзеляжа (боезапас – 280 снарядов на пушку). Кроме того, самолет может быть дополнительно вооружен спаренными пулеметами 7,62-мм калибра в контейнерах, закрепляемых на подкрыльных узлах (2-4 пулемета) с боезапасом по 1500 пуль на пулемет. Ракетное вооружение зависит от характера выполняемого задания и может состоять из управляемых ракет или НУРС. К основному ракетному вооружению относятся ракеты класса воздух – воз дух «Сайдуиндер» и класса воздух- земля «Булпап». На пяти замках (4 подкрыльных и 1 подфюзеляжный) можно подвешивать бомбы различных габаритов, массы и назначения, контейнеры со снарядами «Зуни», ракеты «Шрайк» или дополнительные топливные баки. Самолет не приспособлен для переноса ядерного оружия.

Размах крыла, м 7,70 8,13

Длина, м 14,68 14,68

Высота, м 4,06 4,06

Площадь несущей поверхности, м2 15,79 17,30

Масса пустого самолета, кг 3667 4392

Взлетная масса (ном./макс.), кг 6080/9379 7030/ /10 922

Максимальная посадочная масса, кг 9006

Грузоподъемность, кг 2812 3175

Емкость топливных баков (внешн./внутр.), л 2207/2082 2563/2648

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 385/594 406/630

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,59/2,45 1,58/2,47

Максимальное число Маха 1,4 1,64

Максимальная скорость на высоте 11000 м, км/ч 1487 1742

Максимальная скорость у земли, км/ч 1223

Посадочная скорость, км/ч 237 230

Вертикальная скорость, м/с 145 165

Практический потолок, м 15390 16 460

Максимальная дальность, км 2594 2860

Радиус действия (ном./макс.), км 314/898 222/1083

Продолжительность полета, ч 3,15

Длина разбега, м 808 640

Взлетная дистанция (при нормальной массе), м1113 914

Длина пробега, м 701 732

Посадочная дистанция (при нормальной массе), м 1189 747-1417

Рис. 2.98. Экспериментальный самолет Х-15 на аэродроме.

История создания. В июне 1954 г. были разработаны тактико-технические требования к экспериментальным самолетам для космических исследований. Эти требования касались проблем аэродинамики в диапазоне скоростей до M = = 7,0, устойчивости и управляемости, конструкции планера и его оборудования, двигателей, а также психофизиологических аспектов космических полетов. В декабре 1954 г. был объявлен конкурс, в результате которого в 1955 г. создание самолета было поручено фирме «Норт Америкен» в кооперации с двигателестроительной фирмой «Риэкшн моторз». Строительству и облету опытного образца предшествовали не только обычные аэродинамические и прочностные испытания, но также исследования аэродинамического нагрева (исследования проводились на моделях, выполненных в масштабе 1:15, в диапазоне чисел Маха 0,6-7,0) и специальная подготовка пилотов. Будущие пилоты самолета Х-15 должны были выполнить 2000 «полетов» на тренажере, пройти испытания на центрифуге, в условиях высоких и низких температур окружающей среды, малых давлений и в состоянии невесомости (испытания в условиях невесомости проводились на транспортном самолете).

Первый из трех опытных образцов Х-15А был впервые показан публично 15.10.1958 г. Десятого марта 1959 г. был совершен первый полет Х-15 на подвеске соответствующим образом переоборудованного самолета «Боинг» В-52А (для испытаний трех самолетов Х-15 были подготовлены два В-52), а 8 июня были предприняты отделение Х-15 от самолета-носителя и его последующий планирующий полет. Испытание прошло успешно: самолет Х-15 совершил полет со скоростью ~ 400 км/ч и спустя 5 мин приземлился на дне высохшего соленого озера, находящегося на территории авиационной базы им. Эдвардса в Калифорнии. Первый полет с работающим двигателем (на втором опытном образце) был совершен 17.9.1959 г. Во время третьего полета этого самолета (6 ноября) в одной из камер двигателя произошел взрыв. Во время вынужденной посадки самолет потерпел аварию. Полеты (на первом опытном образце) были продолжены 4.02.1960 г. (третий был облетан 20.12.1961 г.). Во время испытаний самолет достиг следующих рекордных скоростей и высот полета:

– 4.08.1960 г. скорость 3514 км/ч; 12.08.1960 г. высота 41 605 м;

– 7.03.1961 г. скорость 4264 км/ч; 31.03.1961 г. высота 50300 м;

– 21.04.1961 г. скорость 5033 км/ч; 12.09.1961 г. скорость 5832 км/ч;

– 9.11.1961 г. скорость 6548 км/ч; 30.04.1962 г. высота 77 720 м;

– 17.07.1962 г. высота 95 935 м; 22.08.1963 г. высота 107 906 м.

В 1962 г. было принято решение о реконструкции второго опытного образца. Самолет был оснащен двумя дополнительными топливными баками и получил новое обозначение Х-15А-2. Первый (планирующий) полет на нем был совершен 28.6.1964 г. с пустыми баками, а первый полет с заправленными баками и работающим двигателем осуществлен лишь в ноябре 1965 г. Во время испытаний этого прототипа дважды были достигнуты рекордные скорости:

– 18 ноября 1966 г. скорость 6840 км/ч;

– 3 октября 1967 г. M = 6,72.

Программа исследований была завершена 20.2.1968 г. после выполнения 191 полета на всех трех опытных образцах. Все три пилота-испытателя получили такие же награды, как и американские космонавты. Первым награду получил Р. Уайт (за полет 17.07.1962 г.), затем Р. Раш- ворт (27.06.1963 г., высота 95 300 м) и Дж. Уолкер (за полет 22.08.1963 г.).