Wszytko o wojsku
  F-22 Raptor
 

Specyfikacja:

 

Rozpiętość skrzydeł całkowita: 13,56 m
Długość całkowita: 18,92 m
Wysokość całkowita: 5,05 m
Masa pustego: 14365 kg
Masa maksymalna uzbrojenia: -
Maksymalna masa startowa: 27216 kg
Ilość paliwa: -
Model silnika: 2x F119-PW-100
Ciąg: 155 kN z dopalaniem
Maksymalna prędkość przelotowa: 2 machy
Maksymalna prędkość wznoszenia: -
Pułap: 20000 m
Zasięg: 3000 km
Rozbieg: -
Dobieg: -

 

 

 

Lockheed Martin / Boeing YF-22/F-22 jest dwusilnikowym, jednomiejscowym samolotem myśliwskim w układzie średniopłata.
Samolot ma kształt zoptymalizowany z punktu widzenia uzyskania niskiej obserwowalności - zmniejszenia możliwości wykrycia przez radar i detektory podczerwieni. Udało się to osiągnąć poprzez odpowiednie ukształtowanie bryły płatowca i dużemu udziałowi materiałów konstrukcyjnych i powłok (farb) pochłaniających mikrofale RAM (ang. Radar Absorbent Materials).
W niespotykanym dotychczas stopniu w konstrukcji samolotów bojowych wykorzystano w budowie F-22 materiały kompozytowe. W prototypach YF-22 udział poszczególnych materiałów konstrukcyjnych przedstawiał się następująco: stopy aluminium: 33%, stopy tytanu 24%, kompozyty termoplastyczne z włóknami grafitowymi 13%, kompozyty termoutwardzalne w włóknami grafitowymi 10%, stal 5%, zaawansowane stopy aluminium 2%, pozostałe 13%. W seryjnych F-22 przednia część kadłuba składa się z 50% kompozytów i 50% ze stopów aluminium: środkowa część kadłuba złożona jest z 30% z kompozytów i 30% ze stopów aluminium, 30% tytanu i 10% innych materiałów: tylna część kadłuba składa się z 55% procentów z tytanu dla uzyskania odpowiedniej odporności na wysokie temperatury. Skrzydła samolotu składają się w 47 procentach z tytanu i 38 procentach z kompozytu z włóknami węglowymi. Wagowo płatowiec F-22 fazy EMD składa się w 36% ze stopów tytanu typu 6-Q2, w 23% z materiałów kompozytowych, w 15% ze stopów aluminium i w 14% pozostałych materiałów. Zarzucono pierwotnie planowane szerokie użycie materiałów termoplastycznych w konstrukcji płatowca (stanowią one zaledwie około 1% zamiast planowanych 27-28%). Docelowy stosunek ciągu do masy samolotu wynosi 1,4. Przy maks. masie startowej zmniejsza się on do 1,2. Ogólne gabaryty F-22 są zbliżone do wymiarów samolotu F-15, co podyktowane jest m. in. standardowymi rozmiarami hangarów i podziemnych schronów.
Skrzydła o obrysie trapezoidalnym o zbieżności 0,169, bez wzniosu. Skos krawędzi natarcia skrzydeł 48 stopni w YF-22, zmniejszony do 42 stopni w F-22. Wydłużenie skrzydeł 2,20 w YF-22 i 2,36 w F-22. Skos krawędzi spływu (skośnej do przodu) 17 stopni. W YF-22 krawędź spływu prosta, w F-22 załamana pod kątem 42 stopni pomiędzy końcem lotki a końcówką równoległą do osi symetrii. Ujemny wznios przy krawędzi natarcia 3,25 stopnia. Skręcenie przy nasadzie 0,5 stopnia, przy końcówce -3,1 stopnia. Grubość względna profilu 5,92 przy nasadzie i 4,29 przy końcówce. Zastosowano specjalnie opracowany profil płata.
Skrzydła mają konstukcję wielodźwigarową z dźwigarami obrabianymi skrawaniem z tytanowych odkuwek. Pozostała część konstrukcji skrzydeł w tym żebra to elementy kompozytowe. W prototypach YF-22 zastosowano w większości kompozyty termoplastyczne, które w F-22 zastąpiono tańszymi materiałami termoutwardzalnymi.
Mechanizacja skrzydeł obejmuje zewnętrzne jednoczęściowe lotki i duże wewnętrzne (tj. położone pomiędzy lotkami a kadłubem) jednoczęściowe klapolotki, zajmujące całą praktycznie krawędź spływu oraz klapy noskowe. Lotki wychylane są +/- 20 stopni do góry i do dołu. Klapolotki wychylane są w zakresie 20 stopni do góry i 40 stopni do dołu. Klapy noskowe wychylane są o kąt 3 stopni do góry i 35 stopni do dołu (możliwe jest przekroczenie tego zakresu - tzw. ang. overtra-vel: do 5 stopni w górę i 35 stopni w dół).
Kadłub ma konstrukcję mieszaną, modułową. Jego przekrój jest zbliżony do pięciokątnego. Po bokach kadłuba wloty powietrza o przekroju czworokątnym. Konstrukcja kadłuba jest modułowa i technologicznie dzieli się na część przednią, środkową i tylną. Konstrukcja kadłuba została zoptymalizowana z punktu widzenia ułatwienia obsługi naziemnej bez użycia drabinek i pomocniczych pomostów. W dziobowej części kadłuba mieszczą się dwa przedziały awioniki. Zainstalowane w standardowych modułach systemy awioniki mają wspólny układ chłodzenia cieczą.
Poszycie kadłuba wykonane jest w większości z materiałów kompozytowych. Podstawowy myateriał stanowią kompozyty grafkitowo-bismalemidowe. W pobliżu wlotów powietrza zastosowano kompozyty z żywic epoksydowych. Kompozyty termoplastyczne wykorzystano w miejscach odpornych na uszkodzenia.
Usterzenie ogonowe złożone jest z dwóch stateczników pionowych i dwóch stateczników poziomych. Powierzchnia stateczników pionowych w F-22 została zmniejszona o 18 procent w stosunku do YF-22. Stateczniki odchylone od pionu na zewnątrz o kąt 28 stopni. Skos krawędzi natarcia 22,9 stopni do tyłu zaś krawędzi spływu 22,9 stopni do przodu. Profil stateczników pionowych - dwuwypukły. Stery kierunku wychylane o kąt maks. +/- 30 stopni. Wychylone różnicowo na zewnątrz względem osi symetrii (maks. 30 stopni) pełnią one rolę hamulców aerodynamicznych. Stateczniki poziome płytowe (obracane w całości) o skosie krawędzi natarcia 48 stopni w YF-22, zmniejszonym do 42 stopni w F-22, bez wzniosu i skręcenia. Obrys statecznika zmieniony z czworokątnego w YF-22 na pięciokątny w F-22. Stateczniki poziome wychylane o kąt 30 stopni do góry i 25 stopni do dołu.
Wysięgniki, do których mocowane jest usterzenie wykonane technologią spawania wiązką elektronów. Stateczniki z pokryciem z kompozytów bismaleimidowych i wypełniaczem aluminiowym typu plaster miodu.
Podwozie trójzespołowe wciągane w locie firmy Menasco. Podwozie przystosowane jest do lądowania z pionową składową wektora prędkości do 3,05 m/s. Wszystkie zespoły jednokołowe. Zespół przedni wciągany do komory w przedniej części kadłuba w kierunku do tyłu. Komora zamykana dwudzielnymi pokrywami. Główne zespoły podwozia wciągane do komór umieszczonych po bokach wlotów powietrza do silników. Opona przedniego zespołu podwozia o wymiarach 23,5 x 7,5; 10-warstwowa. Opony zespołów głównych o wymiarach 37 x 11,5; 18-warstwowe.
Zespół napędowy samolotu stanowią dwa dwuprzepływowe silniki turbowentylatorowe z dopalaczami o ciągu ok. 2x 155 kN.
W prototypach YF-22A przetestowano dwa typy silników.
Pierwszy prototyp otrzymał silniki General Electric YF120. Jest to silnik zaprojektowany od podstaw, specjalnie dla programu ATF. Zastosowano w nim tzw. technologię zmiennego obiegu (ang. Variable Cycle Technology). Rozwiązanie to pozwala na pracę silnika przy prędkościach naddźwiękowych jako jednoprzepływowego - turbowentylatorowego, zaś przy prędkościach poddźwiękowych jako dwuprzepływowego-turbowentylatorowego, o bardzo korzystnej charakterystyce zużycia paliwa. Zastosowanie najnowszych osiągnięć technologii materiałowej umożliwiło znaczne podwyższenie stosunku ciągu do masy silnika, do poziomu nie spotykanego dotąd w silnikach wytwarzanych przez firmę General Electric. W porównaniu z produkowanym seryjnie silnikiem F110-GE-100 dla samolotu F-16 silnik ten ma o 25 procent mniej części i aż o 65 procent mniej części wirujących. Charakterystycznymi cechami silnika YF120 są: zastosowanie wydrążonych łopatek wentylatora, przeciwbieżne jednostopniowe turbiny niskiego i wysokiego ciśnienia bez układu kierownic oraz układ sprężarek z dyskami wirników z integralnymi łopatkami. Silniki YF120 pierwszego prototypu YF-22A wyposażono w odchylane w górę i w dół dysze o regulowanym kierunku wektora ciągu. W konkurencyjnym drugim prototypie YF-23A zainstalowano silniki YF120 z dyszami stałymi. Pomimo zastosowania bardzo nowoczesnych rozwiązań technicznych silnik ten został odrzucony.
Drugi prototyp YF-22A wyposażono w silniki Pratt & Whitney YF119. Silnik YF119 powstał na bazie wszechstronnie sprawdzonej konstrukcji silnika F100 stosowanego w myśliwcach F-15 i F-16. Silnik YF119 skonstruowany został z myślą o jak najprostszej i jak najmocniejszej budowie dla uzyskania jak największej niezawodności i łatwości obsługi zgodnie z podejściem zwanym zintegrowanym rozwojem produktu IPA (ang. Integrated Product Approach), służącym utrzymaniu równowagi pomiędzy osiągami, bezpieczeństwem, niezawodnością i niskim kosztem eksploatacji w całym okresie użytkowania. Zastosowano 3-stopniowy wentylator z łopatkami o dużej cięciwie. Sprężarka wielostopniowa z wirnikami z integralnymi łopatkami wiruje w kierunku przeciwnym do wentylatora. Krótka komora spalania, pierścieniowa z intensywnym, bezdymnym procesem spalania. Turbiny wysokiego i niskiego ciśnienia jednostopniowe, przeciwbieżne. Dopalacz z pojedynczym pierścieniem kolektora wtryskiwaczy umieszczony jest w strefie mieszania przepływu wewnętrznego i zewnętrznego. Silniki YF119 zainstalowane w drugim prototypie YF-22A otrzymały dysze odchylane +/-20 stopni do góry i do dołu, zaś silniki w pierwszym YF-23A dysze stałe. Silnik YF119 został wybrany do dalszego rozwoju i produkcji seryjnej. Wersja seryjna dla F-22A oznaczona jest F119-PW-100.
Wyposażenie kabiny. W prototypach YF-22A zastosowano fotel wyrzucany typu Weber klasy zero-zero. W seryjnych F-22A instalowany będzie zmodyfikowany fotel wyrzucany McDonnell Douglas ACES II. Udoskonalony ubiór przeciwprzeciążeniowy pilota z układem oddychania ciśnieniowego. Kąt widoczność ponad nosem kadłuba z fotela pilota wynosi -15 stopni. Wyposażenie kabiny pozwala na prowadzenie walki powietrznej bez odrywania rąk od drążka sterowego i dźwigni regulacji ciągu (HOTAS- ang. Hands On Throttle And Stick). Na tablicy przyrządów F-22 zainstalowane są cztery barwne, ciekłokrystaliczne monitory ekranowe firmy Sanders/Kaiser. dwa podstawowe 6x6 cali (15,24 x 15,24 cm) PMFD (ang. Primary Mulłi Function Display) i dwa pomocnicze 4x6 cali (10,16 cm x 15,24 cm) SMFD (ang. Secondary Multi Function Display). Monitory PMFD służą przede wszystkim do prezentacji sytuacji taktycznej. Lewy i prawy wyświetlacze SMFD służą odpowiednio prezentacji danych z ofensywnych i defensywnych systemów samolotu. Informacje wyświetlane na monitorach są dodatkowo dublowane informacjami fonicznymi -"mówionymi" przez komputer.
Instalacja tlenowa z pokładową wytwornicą tlenu OBOCS (On Board Oxygen Cenerating System) firmy Normalair-Garrett.
Pomocniczy zespół napędowy (APU - Auxiliary Power Unit) firmy Allied Signal.
Instalacja elektryczna z układem dystrybucji energii firmy Smiths pracująca przy napięciu stałym 270 V.
Układ sterowania. Potrojony, cyfrowy układ sterowania przewodowego (fly-by-wire) ze światłowodową transmisją danych o prędkości transmisji danych 100 megabajtów na sekundę, opracowany przez firmę Lear Astronics. W samolocie zastosowano boczny drążek sterowy. Architektura układu jest modułowa z wymienialnymi zespołami. Wykorzystanie dysz silników o regulowanym kierunku wektora ciągu pozwala na skuteczne sterowanie pochyleniem samolotu także przy niskich prędkościach lotu i dużych kątach natarcia. Podczas prób w locie protoypów YF-22 największe uzyskane kąty natarcia wynosiły 60 stopni. Badania tunelowe konfiguracji aerodynamicznej seryjnego samolotu F-22 wykazały możliwość osiągania kątów natarcia powyżej 85 stopni.
Awionika zbudowana jest zgodnie z zupełnie nowymi standardami elektroniki lotniczej. Awionika F-22 zgodna z tzw. koncepcją Pave Pillar bazuje na zintegrowanych, modułowych systemach, które można łatwo rekonfigurować. Systemy te mają łatwiejszą niż dotąd obsługę i odznaczają się wysokim poziomem niezawodności, dzięki samouodpornieniu na powstałe uszkodzenia poprzez odpowiednie omijanie uszkodzonych modułów. Składają się one z wielu współpracujących ze sobą bardzo szybkich komputerów połączonych światłowodowymi sieciami przesyłu danych.
Pokładowa stacja radiolokacyjna Westinghouse / Texas Instruments APG-77 przeznaczona jest do walki powietrze-powietrze oraz do nawigacji. Jest to aktywny radiolokator z anteną o skanowaniu elektronicznym. Nieruchoma antena składa się z kilkuset modułów nadawczo-odbiorczych sterujących jedną lub kilkoma wiązkami promieniowania mikrofalowego pasma X ( 9-12,5 CHz). Niezawodność tego radaru jest ok. 3-krotnie wyższa w porównaniu z rozwiązaniami stosowanymi współcześnie. Radar może pracować w kilkunastu różnych trybach pracy, włącznie z precyzyjnym lądowaniem samolotu w warunkach braku widoczności.
Samolot dostosowany jest do zainstalowania w przyszłości bocznego radaru o skanowaniu elektronicznym (side mounted phased-array radar).
Wspólny procesor zintegrowany CIP (ang. Common Integrated Procesor) wykonuje całość obróbki sygnałów, przetwarzania danych, cyfrowych operacji wejścia/wyjścia i składowania danych przy wykorzystaniu pojedynczego zintegrowanego urządzenia i specjalnego oprogramowania.
System przekazywania danych firmy Fairchild zawierający system pamięci masowej przechowujący aktualne dane i program operacyjny lotu oraz system zarządzania uzbrojeniem wymiennym.
W YF-22 zastosowano komputer firmy Hughes Aircraft Radar Systems zdolny do wykonywania 450 min instrukcji na sekundę przy przetwarzaniu danych i 7200 min operacji na sekundę przy przetwarzaniu sygnałów. W F-22 CIP wykonywać ma 700 min instrukcji na sekundę z możliwością rozbudowy do 2000. W obróbce sygnałów planuje się osiągnąć 20 miliardów operacji na sekundę z możliwością rozbudowy do 50 mld/s. CIP ma pamięć o pojemności 300 MB z zaplanowaną rozbudową do 650 MB. Oprogramowanie CIP napisane jest w języku Ada 9X.
Możliwa jest telemetryczna wymiana informacji taktycznych pomiędzy dwoma (lub więcej) samolotami F-22.
Zintegrowany system awioniki do łączności, nawigacji i identyfikacji ICNIA (Integrated Communictation / Navigation /Identification Avionics) firmy TRW.
System zarządzania samolotem VMS (Vehicle Management System) składa się z podsystemów komputerowych połączonych współlnymi szynami danych. Obejmuje on komputery sterowania lotem, sterowniki szyn danych, komputery sterowania oboma silnikami, wyświetlacz przezierny HUD (ang. Head Up Display), zintegrowane sterowniki instalacji samolotu, system zarządzania instalacją paliwową, przetworniki pneumatycznego systemu danych o otaczającym powietrzu atmosferycznym PADS (ang. Pneumatic Air Data System), bezwładnościowy system nawigacyjny INS (ang. Inertial Navigation System), procesory wyświetlaczy zadania bojowego (ang. Mission Display Processors) oraz szyny danych zintegrowanego układu sterowania zespołu napędowego IFPC (ang. Integrated Flight Propulsion Control).
Zintegrowany Podsystem Sterowania Samolotem IVSC (ang. Integrated Vehicle Subsystem Control) służy przekazywaniu komend pilota poszczególnym podsystemom, informuje pilota o stanie tychże podsystemów oraz nadzoruje i steruje ich określonymi funkcjami.
System samoobrony, ostrzegania i walki radioelektronicznej Sanders / General Electric AN/ALR-94.
Uzbrojenie wewnętrzne stałe stanowi zaawansowana, długolufowa wersja standardowego amerykańskiego sześciolufowego działka lotniczego General Electric M61A1 kal. 20 mm z zapasem 480 sztuk amunicji. Podczas prób prototypów ATF w 1990 roku pojawiły się nie potwierdzone później informacje o ewentualności zastosowania w samolotach seryjnych działka strzelającego amunicją bezłuskową lub działka z ciekłym ładunkiem miotającym.
Uzbrojenie wymienne może być instalowane w trzech wewnętrznych komorach uzbrojenia.
W głównej komorze uzbrojenia zainstalować można cztery pociski rakietowe powietrze - powietrze średniego zasięgu AIM-120A AMRAAM lub sześć pocisków AIM-120C. Do atakowania celów naziemnych w głównej komorze uzbrojenia zainstalować można na hydraulicznie wysuwanych wysięgnikach precyzyjne bomby sterowane PGM (Precision Guided Muni-tions) GBU-32JDAM 1000.
W każdej z dwóch bocznych komór uzbrojenia może być przenoszony jeden pocisk rakietowy powietrze - powietrze bliskiego zasięgu AIM-9 "Sidewinder".
Chociaż pierwotnie założenia programu ATF zakładały instalowanie uzbrojenia wyłącznie w komorach wewnętrznych, seryjne F-22 otrzymały cztery węzły podskrzydłowe do podwieszania uzbrojenia wymiennego i dodatkowych zbiorników paliwa odległe odpowiedznio o 317,5 cm i 441 cm od osi symetrii samolotu. Na każdym z zaczepów zewnętrznych można podwiesić ładunek o masie 2268 kg.

 
  Dzisiaj stronę odwiedziło już 1 odwiedzający (44 wejścia) tutaj!  
 
=> Chcesz darmową stronę ? Kliknij tutaj! <=