АэроПлан, 1993 № 01 - страница 10

Lightning F.Mk.2

F. Mk.3

T. Mk.A

T. Mk.5

F: Mk.6

1 бомбы (454 кг)

2 НУPC MATRA 155

3 НУPC MATRA 100

4 Подвесные баки (1200 л)

5 НУPC MATRA 155

6 НУPC MATRA 155

7 бомбы (454 кг)

8 бомбы (454 кг)

9 пушки (х2) Aden

10 блоки HYPC

11 контейнер аппаратуры эл.разведки

12 контейнер фотоаппаратуры

Размах (м) 10,61

Длина (м) 16,64

Высота (м) 5,97

Стартовый вес (кг) 2Д?00

Двигатели 2 x RR Avon 301/302

тягой 6000/7115 кг

Макс.скорость (км/ч) 2271

Потолок (м) 18300

Вооужение

УР 2 x Red Top,2 x Firestreak 36(44) НУРС SNEB, пушки 2x30 мм Aden Mk.4

Экипаж 1 чел.

Благодаря такому решению, во- первых, стало возможным размещение концевых элеронов на стреловидных консолях крыла, концы которого срезаны перпендикулярно оси самолета, и, во-вторых, использовать закрылки по всему размаху задней кромки. Крыло имеет коническую крутку и оснащено щелевым уступом.

В период разработки самолета наибольшей модификации подвергся фюзеляж. После принятия решения относительно применения двухдвигательной схемы был проведен анализ, который показал, что проблемы сведения к минимуму площади миделева сечения и асимметрии тяги могут быть решены путем размещения двигателей друг над другом в задней части фюзеляжа и использования общего лобового воздухозаборника.

Установка двигателей одного над другим в плоскости симметрии самолета с некоторым осевым смещением (верх ближе к хвосту самолета) в целях получения минимального поперечного сечения и необходимой балансировки приводит к увеличению боковой поверхности фюзеляжа и тем самым к улучшению путевой устойчивости самолета, что позволяет несколько уменьшить поверхности вертикального оперения.

В самолете Р.1 А фонарь кабины пилота лишь незначительно выступал за контур фюзеляжа, что ухудшало обзор. В Р.1 А и последующих модификациях обзор был значительно улучшен за счет выноса фонаря над фюзеляжем.

В целях уменьшения сопротивления фонаря и увеличения его удлинения была использована дополнительная надстройка, в которой располагались проводка, оборудование и тяги управления. В последующих модификациях самолета были применены катапультируемые сидения фирмы "Martin Baker", а в самолетах F-Мкб и F.Mk53 - сидения BS4.CMk2 с ракетным двигателем, позволяющие безопасно покидать самолет на скорости 167 км/ч при нулевой высоте.

В задней части фюзеляжа расположены два тормозных щитка. У самолетов Р.1 А щитки крепились по бокам фюзеляжа, а у Р. 10 - на верхней поверхности (вблизи передней кромки киля). Управление самолетом обеспечивают элероны, управляемый стабилизатор и руль направления, расположенный на классическом вертикальном оперении. Все поверхности управления приводятся в движение с помощью необратимых гидроусилителей. Форма горизонтального оперения аналогична форме крыла. На самолете применены элероны с осевой компенсацией и выдвижные щелевые закрылки, максимальный угол отклонения которых составляет около 50 град. Самолет выполнен в соответствии с правилом площадей, хотя фюзеляж не обнаруживает характерного сужения в области крыла.

Шасси самолета трехстоечное, передняя стойка убирается вперед. У самолета Р.1А переднее колесо во время убирания поворачивается на 90 град, и укладывается плашмя под воздухозаборником. В связи с реконструкцией фюзеляжа в самолете Р.1 В механизм убирания был упрощен за счет отказа от поворота колеса. В целях обеспечения необходимой ширины колеи главные стойки шасси крепятся в геометрическом центре консолей крыла и убираются в стороны. Правда, это потребовало применения такой кинематики уборки, при которой обеспечиваются параллельность оси стойки относительно оси крьиа и поворот колес на угол 60 град, (ввиду стреловидности крыла) в положении "убрано". Все это позволило более эффективно использовать объем околофюзеляжных частей в качестве больших топливных кессон-баков.

ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА. Первый опытный летный образец самолета P.IA был оснащен двумя турбореактивными двигателями "Sapfir" ASSa.5 фирмы "Bristol Siddeley" со статической тягой 35,60 кН (3630 кГ) каждый. На втором опытном экземпляре были установлены такие же двигатели, но с форсажными камерами, позволяющими развивать тягу 45,31 кН (4620кГ). В обоих самолетах использован центральный воздухозаборник типа Пито, т.е. нерегулируемый дозвуковой без центрального тела.