Авиация и космонавтика 2007 04 - [14]
Пушка может одинаково хорошо применяться как по наземным, так и по воздушным целям. Прицельная дальность стрельбы по наземным целям у обоих образцов составит около 3.5 км, но из-за специфики конструкции выбранная GAU-12 имеет гораздо большее рассеивание снарядов. При работе по наземным целям это – очевидный недостаток, но в воздушном бою «облако» снарядов, создаваемое высокоскорострельным оружием в ходе одной короткой очереди, с гарантией поражает неприятельский самолет одним-двумя снарядами, что, в свою очередь, с высоким процентом вероятности гарантирует его уничтожение.
Силовая установка Х-35 имеет в своей основе ТРДДФ F119, изначально созданный для истребителя пятого поколения F-22A «Рэптор».
F119 имеет тягу на полном форсаже 15890 кг и около 11800 кг на крейсерском режиме, являясь одним из самых мощных турбореактивных двигателей в мире. Основным требованием при его создании было обеспечение возможности крейсерского сверхзвукового режима. Двигатель имеет низкую степень двухконтурности, около 0.2, переразмеренный компрессор с интегрированными дисками ступеней и широкими монокристаллическими лопатками вентилятора и компрессора низкого давления. Двигатель двухвальный, с валами противоположного вращения для нейтрализации гироскопических моментов.
В отличие от F-22A, JSF является однодвигательной машиной и нуждается в двигательной установке с гораздо более высокой удельной тягой. Двигатель модели JSF119-611, переименованный в 2002 г. в F135, создан для самолета JSF фирмы «Локхид Мартин» и имеет переразмеренный компрессор диаметром 1.04 м и мощную турбину низкого давления. Эти меры увеличивают тягу двигателя и его степень двухконтурности, но основная цель, которую ставили разработчики в данном случае, была обеспечить привод подъемного вентипятора.
Испытания силовой установки F-35
Система создания вертикальной тяги состоит из ПМД с поворотным подъемно-маршевым соплом и подъемного вентилятора, расположенного в носовой части самолета и приводимого посредством длинного вала от компрессора ПМД. Разобщительная муфта для отключения вентилятора расположена рядом с его каналом, а вал имеет в точках крепления гибкие переходники для того, чтобы компенсировать несоосность, если она возникнет при сборке или в ходе эксплуатации. Система «ПМД – вал – вентилятор» организована таким образом, что располагаемая тяга автоматически распределяется между вентилятором и ПМД, в результате чего ЛА находится в состоянии равновесия.
Максимальное значение приводной мощности вентилятора составляет 27- 28 тыс. л. с. из 70-80 тыс. л. с, вырабатываемых турбиной низкого давления. Вентилятор приводится через редуктор с коэффициентом редукции 1.5. Редуктор имеет очень небольшую массу и, согласно заявлениям фирмы, не имеет ограничений по времени эксплуатации в штатных условиях. Это заявление весьма спорно, но согласно данным компьютерного моделирования боевой самолет будет находиться на режиме висения не более 1 минуты за боевой вылет.
Сам вентилятор диаметром 1.27 м имеет две противовращающиеся ступени с широкими лопатками. Его целиком проектировала фирма «Ролле Ройс». Система смазки опор вентилятора разработана фирмой «Аллисон». Вентилятор не имеет тормозов и может авторотировать в полете. В ходе первого полета с горизонтальным взлетом створки вентилятора самопроизвольно открылись, что привело к авторотации вентилятора в обратном направлении с частотой 1500 об/мин.
Зазор между лопатками вентилятора и стенками канала составляет 0.25 мм. Расход воздуха через вентилятор достигает 227 кг/с, максимальная тяга – 8170 кг, степень повышения давления – чуть более 2. При тяге ПМД на вертикальных режимах в 8100-8200 кг и отборе части воздуха высокого давления от компрессора ПМД для привода боковых струйных рулей, расположенных в крыле, суммарная тяга двигательной установки на стенде составляет 17500 кг. В ходе испытательных полетов обороты двигателя были ограничены до значения 90% максимала.
На режимах УВВП двигатель нуждается в повышенном расходе воздуха. Для обеспечения дополнительного подвода воздуха на верхней и нижней поверхностях фюзеляжа имеются открывающиеся дополнительные воздухозаборники.
В начале января 2001 г. на заводе фирмы Локхид Мартин на самолет-демонстратор Х-35В был установлен опытный образец подъемного вентилятора.
Вариант двигателя для самолета с горизонтальным взлетом и посадкой отличается облегченной турбиной, что объясняется отсутствием необходимости приводить в действие подъемный вентилятор. Ранее сообщалось, что сопло двигателя самолетов с горизонтальным взлетом и посадкой будет оборудовано системой УВТ в пределах +20 град, по вертикали, но в последних по времени источниках об этом не упоминается.
Фирма «Дженерал Электрик» получила контракт на разработку альтернативного варианта двигателя для самолета F-35 на базе ТРДДФ с переменной степенью двухконтурности F120, предназначавшегося для установки на истребители ATF, но проигравшего изделию фирмы «Пратт Уитни» в конкурсе. Согласно контракту, новая силовая установка, F136, должна быть полностью взаимозаменяема с двигателем F135. Она будет иметь гораздо более простую конструкцию, чем исходный двигатель, главным образом, благодаря отказу от переменной степени двухконтурности. Начиная с 2010-х годов, F-136 должен устанавливаться на часть парка истребителей F-35 при сборке или замене силовой установки в ходе ремонта.
