F-15 часто упоминается как наиболее успешный самолет США с 1970-х годов до рубежа 21 века. Как истребитель он имеет выдающиеся характеристики и имеет боевой счет более 100 воздушных побед, без подтвержденных потерь от самолетов противника. F-15C: DCS Горячие Скалы включает динамику полета профессионального уровня, детализированную 3D кабину, точную внешнюю модель и звуки.
В данном модуле используется упрощенная авионика из Горячих Скал 3, что значительно снижает время на обучение.
Главные особенности:
Истребитель F-15C Eagle - боевой самолет четвёртого поколения, составлявлявший основу тактической авиации США и НАТО на рубеже 21 века.
F-15 Eagle является всепогодным, высокоманёвренным, тактическим истребителем, предназначенным для завоевания и удержания превосходства в воздухе.
Превосходство в воздухе достигается за счет высоких маневренных характеристик, широкого диапазона располагаемых скоростей и высот полета, современного вооружения и авионики.
F-15 оснащён прицельным комплексом и вооружением, позволяющим обнаруживать, сопровождать и атаковать самолеты противника, как при внешнем управлении, так и автономно, над территорией противника.
Система вооружения и система управления самолёта сконфигурированы таким образом, что один пилот способен эффективно вести бой с воздушным противником.
Программа развития тактического истребителя F-15 явилась следствием возникновения острой потребности в создании маневренного истребителя, с учетом накопленного опыта, в лучших традициях P-51 Mustang и F-86 Sabre.
Экипаж: 1 человек
Длина: 19,43 м
Размах крыла: 13,05 м
Высота: 5,66 м
Площадь крыла: 56,6 м2
Угол стреловидности по передней кромке: 452
Масса пустого: 12700 кг
Масса снаряженного: 20240 кг (с 4 УР AIM-7 Sparrow)
Максимальная взлетная масса: 30845 кг
Масса топлива в подвесных баках: 5370 кг (3x1790 кг)
Максимальная скорость на большой высоте, истинная воздушная скорость: 2650 км/ч (2.5 Маха)
Максимальная скорость на малой высоте по прибору: 1480 км/ч (800 узлов) (1.2 Маха)
Скорость захода на посадку: 330 км/ч (180 узлов)
Практическая дальность: 1967 км (без ПТБ, со стандартным вооружением)
Перегоночная дальность: 5750 км (с тремя ПТБ и конформными баками)
Практический потолок: 18500 м (60,000 футов)
Скороподъёмность: 254 м/с (50,000 футов в минуту)
Длина разбега: 274 м
Длина пробега: 1067 м
Нагрузка на крыло: 358 кг/м2
Тяговооружённость: 1,14
Аэродинамическое качество самолёта: ~10
Максимальная эксплуатационная перегрузка: +9,0/-3,0
Шестиствольная 20-мм пушка Дженерал Электрик М-61А1 «Вулкан», 940 снарядов
УР AIM-9P/AIM-9M Sidewinder: до 4-х ракет
УР AIM-7M Sparrow: до 4-х ракет
УР AIM-120 AMRAAM: до 8 ракет
Истребитель F-15C выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным трапециевидным крылом, двухкилевым оперением и двумя двигателями в хвостовой части фюзеляжа.
Фюзеляж – цельнометаллический типа полумонокок, состоит из носовой, центральной и хвостовой частей, изготовлен из алюминиевых и титановых сплавов.
В носовой части фюзеляжа размещены: герметичная кабина пилота, ниша передней опоры шасси и основная часть бортового радиоэлектронного оборудования, в том числе радиолокационная станция (РЛС).
В центральной части фюзеляжа расположены топливные баки, ниши основных опор шасси, воздушные каналы, боезапас пушки.
Сверху центральной части – тормозной щиток (максимальный угол отклонения 45 градусов).
Основными силовыми элементами хвостовой части являются две несущие хвостовое оперение балки, между которыми размещены двигатели и тормозной гак.
Кабина пилота - остекление фонаря выполнено из поликарбоната с акриловым покрытием.
Кабина герметизируемая, оборудована системой кондиционирования и кислородной системой с газификатором жидкого кислорода.
На самолете F-15С - установлено кресло Макдоннелл-Дуглас ACES II, позволяющее безопасно катапультироваться на земле и в полете до приборной скорости 1100 км/ч.
Крыло истребителя имеет излом по задней кромке, скошенные законцовки (для уменьшения интенсивности бафтинга), небольшие корневые наплывы (для улучшения обтекания крыла на больших углах атаки), коническую крутку и оптимизировано для маневрирования с большими перегрузками.
Конструктивно крыло состоит из центроплана и двух отъемных частей. Силовой каркас и обшивка крыла изготовлены из алюминиевых сплавов, за исключением трех лонжеронов и нижних панелей обшивки корневой части, выполненных из титанового сплава.
Крыло оснащено простыми закрылками (максимальный угол отклонения 30°) и элеронами. Законцовки крыла, элероны и закрылки трехслойной конструкции с сотовым алюминиевым заполнителем.
Механизация передней кромки отсутствует.
Хвостовое оперение состоит из двух взаимозаменяемых килей с рулями направления, установленными от основания до половины высоты килей и цельноповоротного дифференциально отклоняемого стабилизатора с взаимозаменяемыми консолями, имеющими уступы по передней кромке для увеличения запаса по флаттеру.
Шасси – трехопорное с одноколесными стойками, убираемыми вперед. Передняя стойка управляемая; основные стойки при уборке поворачиваются относительно своих осей на 90°.
Колея шасси 2.75 м, база 5.42 м.
Имеется тормозной гак, используемый при аварийной посадке.
Силовая установка. На F-15C установлены относительно экономичные двигатели F100-PW-220 с тягой по 111.2кН/77.62кН (11335/7910 кгс).
F100 – двухвальный двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой модульной конструкции, имеет 3-ступенчатый компрессор низкого давления с регулируемым входным направляющим аппаратом, 10-ступенчатый компрессор высокого давления, 2-ступенчатые турбины низкого и высокого давления, кольцевую камеру сгорания, всережимное сопло.
Длина двигателя F100-PW-220 – 5.280 м
Диаметр по компрессору низкого давления 0.928 м
Максимальный диаметр 1.181 м
Сухая масса – 1444 кг.
Система управления двигателем F100-PW-220 - электронная двухканальная цифровая с полной ответственностью и резервным упрощенным гидромеханическим каналом.
Между двигателями расположена вспомогательная силовая установка, обеспечивающая возможность автономного запуска двигателей на земле.
Воздухозаборники – боковые многоскачковые с внешним сжатием прямоугольного сечения.
Регулирование положения системы скачков и расхода воздуха обеспечивается автоматически, в зависимости от числа М и температуры воздуха, с помощью трех шарнирно подвешенных горизонтальных рамп и створок перепуска воздуха. Выходные окна системы перепуска воздуха расположены на верхней поверхности воздухозаборников.
Передняя часть обечайки подвешена у основания шарнирно и может отклоняться в зависимости от угла атаки вверх на 4° и вниз на 10° для улучшения условий входа потока в воздухозаборник при маневрировании.
Все системы самолёта, описанные ниже, смоделированы на основе логики работы этих систем на реальном истребителе F-15C Eagle.
Это является основной отличительной особенностью разработанной продвинутой флайт модели в техническом плане.
Моделирование работы основных систем самолёта, влияющих на его пилотирование, расчёт и учёт всех аэродинамических сил и моментов, внешних факторов среды, влияющих на управляющие поверхности и на самолёт в целом, являлось основной задачей при разработке представленной модели F-15C Eagle.
Смоделирована работа форсажной камеры (ступенчатый розжиг форсажных колец).
Смоделирована процедура запуска.
После нажатия клавиши запуска двигателя в модели стартует автоматическая процедура запуска.
Процедура повторяет необходимые операции при запуске двигателя в реальном самолете, но в рамках текущего проекта выполняется только автоматически, без возможности ручного выполнения игроком.
Вытянется ручка JFS и начнется запуск JFS. При достижении JFS достаточных оборотов загорится лампа READY (на правом пульте). Через несколько секунд начнется запуск двигателя согласно выбранной команде (левый или правый). После запуска первого двигателя возможны два варианта:
При запуске двух двигателей первым запускается правый.
Табло JFS LOW загорится после запуска JFS и будет показывать, что разряжен один или оба гидроаккумулятора. После запуска двигателя, давление в гидросистеме и гидроаккумуляторе повысится и табло погаснет.
В процессе запуска возможно загорание других сигнальных табло, например, L GEN OUT, R GEN OUT или EMER BST ON. Это не является признаком неполадок. Если данные табло не погасли после запуска, то возможно наличие каких-то отказов.
На F-15C внутренний запас топлива размещается в 4 фюзеляжных и 2 крыльевых баках общей емкостью 2070 галлонов (7836 л).
Возможна подвеска трёх (2 под крылом и 1 под фюзеляжем) подвесных баков емкостью по 610 галлонов (2309 л).
Максимальная общая емкость внутренних и внешних баков 3800 галлонов (14385 л). Внутренние баки заполнены вспененным наполнителем, наддув баков осуществляется воздухом. Выработка баков происходит последовательно через расходный бак.
Топливная система обеспечивает осуществление слива топлива и дозаправку топливом в полете.
Слив происходит через сливной штуцер в правой законцовке крыла. Дозаправка осуществляется через топливоприемник системы дозаправки топливом в полете на верхней поверхности левого наплыва крыла.
| Бак | Объем топлива, галлоны | Масса топлива, фунты | Масса топлива, кг |
|---|---|---|---|
| Бак 1 | 655 | 4257 | 1931 |
| Правый расходный | 234 | 1521 | 690 |
| Левый расходный | 189 | 1228 | 557 |
| Левый/правый крыльевые внутренние | 496 | 3224.5 | 1462.5 |
| 496 | 3224.5 | 1462.5 | |
| Внутреннее топливо | 2070 | 13455 | 6103 |
| Левый/правый крыльевой подвесные | 610 | 4072 | 1847 |
| 610 | 4072 | 1847 | |
| Внутреннее + крыльевые подвесные | 3290 | 21599 | 9797 |
| Фюзеляжный подвесной бак | 610 | 4072 | 1847 |
| Внутреннее + фюзеляжный подвесной | 2680 | 17527 | 7950 |
| Внутреннее + подвесные | 3800 | 25671 | 11644 |
| Максимально возможное кол-во топлива | 3800 | 25671 | 11644 |
Система перекачки топлива полностью автоматическая. Расходные баки двигателей пополняются топливом из внутренних баков (бака 1 и крыльевых баков).
Однако, на F-15C, насос перекачки бака 1 не будет работать, если открыт лючок горловины дозаправки в воздухе (переключатель SLIPWAY находится не в положении CLOSE).
Топливо из внешних баков не будет перекачиваться, если опущена ручка выпуска шасси или переключатель SLIPWAY находится в положении OPEN, но только до тех пор, пока не загорится табло FUEL LOW.
При нормальной работе левый двигатель питается от расходного бака левого двигателя, правый – от правого. При работе только одного двигателя, расходный бак выключенного двигателя не будет питать работающий двигатель, пока в его расходном баке не останется топлива намного меньше, чем нужно для активации сигнала FUEL LOW.
Переключатели WING (для крыльевых подвесных баков) и CTR (для подфюзеляжного топливного бака) установлены в положение NORM для нормальной перекачки в случае наличия подвесных баков. Без подвесных баков переключатели ни на что не влияют. Т.к. конформные баки в данной модели не предусмотрены, переключатель CONF TANK находится в положении STOP TRANS, чтобы не нарушить логику перекачки топлива. Переключатель EXT TRANS установлен в положение WING/CTR.
Комбинированный стрелочно-цифровой указатель уровня топлива находится в правой нижней части приборной доски.
Стрелка показывает общее количество топлива во внутренних баках (показания надо умножать на 1000). Верхний счетчик, помеченный TOTAL LBS, показывает общее кол-во топлива во внутренних и подвесных баках. Два нижних счетчика, помеченные LEFT и RIGHT, и селекторный переключатель обеспечивают индивидуальный контроль каждого бака и проверку указателя.
Переключатель находится в положении FEED. Нижние счетчики показывают количество топлива в левом и правом расходных баках.
Табло FUEL LOW предупреждает о низком уровне топлива в одном или двух расходных баках. Датчик низкого уровня топлива в правом расходном баке расположен на уровне 1000 фунтов и в левом на уровне 600 фунтов.
Табло BINGO сигнализирует о снижении уровня топлива до заранее выставленной величины, в данном случае 3500 фунтов.
Все топливо, кроме находящегося в расходных бака, может быть слито за борт.
При опущенной ручке выпуска шасси (выпущенном шасси) топливо из подвесных баков не сливается.
Переключатель слива электрически удерживается в положении DUMP и подпружинен в положение NORM.
Примерные скорости слива: 390 PPM (фунтов в минуту) для правого крыльевого бака и 260 PPM для левого крыльевого бака и бака 1.
Примечание:
Неравные скорости слива из левого и правого крыльевых баков создают дисбаланс топлива примерно в 130 фунтов в минуту. Асимметрия количества топлива в крыльях будет сохраняться, пока не израсходуется все топливо из крыльевых баков.
Топливо из подвесных крыльевых баков перекачивается во внутренние и затем сливается.
Слив топлива будет продолжаться:Для контроля положения центра тяжести, сенсор в баке 1 препятствует дозаправке подвесных баков, пока количество топлива в баке 1 не станет более 1560 фунтов.
Переключатель SLIPWAY в положении OPEN выключает перекачивающий насос в баке 1, и разгерметизирует подвесные баки, прекращая перекачку топлива из них (если не горит табло FUEL LOW).
На F-15C, если переключатель оставлен в положении OPEN, может развиться нежелательно передняя центровка.
Управляющие поверхности состоят из традиционных элеронов, двух рулей направления и стабилизатора, который способен отклоняться симметрично или дифференциально. Управляющие поверхности приводятся в движение гидравлическими приводами. Приводы получают управляющие сигналы из гидромеханической и электрической систем, а также системы улучшения управляемости (Control Augmentation System – CAS).
CAS представляет собой, по сути, электродистанционную дублированную систему, передающую воздействия как от летчика, так и от автопилота.
Она автоматически отклоняет рули в зависимости от угловых скоростей тангажа, крена и рыскания, нормальной и боковой перегрузок, а также угла атаки.
Назначение этой системы не только в том, чтобы дублировать жесткую проводку. Она обеспечивает демпфирование колебаний, необходимое для повышения точности пилотирования и улучшает скорость и качество переходных процессов.
Система CAS реагирует не на перемещения ручки и педалей, а на прикладываемые к ним усилия. Поэтому самолет управляем даже в случае заклинивания механической проводки системы управления. Возможно пилотирование с помощью только механической системы управления или только системы CAS с использованием датчика усилий на ручке управления.
Система CAS в канале крена связана только с дифференциальным стабилизатором. Максимальное ручное отклонение элеронов регулируется в зависимости от скоростного напора, высоты полета и положения ручки управления по тангажу.
В CAS по каналу тангажа поступает сигнал усилия с ручки управления самолётом и преобразуется в электрический сигнал, передающийся на отклонение стабилизатора (± 10°) приблизительно 3,75 lb усилия на 1G перегрузки. Как только самолёт начинает реагировать увеличением перегрузки, Pitch CAS Channel отслеживает и сравнивает фактическое значение с заданным и с учётом работы гидромеханической системы управления демпфирует избыточный заброс перегрузки.
На углах атаки более 20? Pitch CAS Channel не отклоняет стабилизатор, работает только демпфер, для исключения выхода на углы атаки сваливания, поэтому управление по тангажу на больших углах атаки немного загрублено.
В CAS по каналу крена поступает сигнал усилия с ручки управления и преобразуется в электрический сигнал, передающийся на дифференциально отклоняемый стабилизатор. Работая совместно с гидромеханической системой Roll CAS Channel позволяет сохранять высокую скорость крена в большом диапазоне режимов полёта, и демпфировать возникающие колебания. Величина отклонения стабилизатора зависит от приборной скорости полёта и угла атаки.
Yaw CAS Channel по существу работает как демпфер рыскания, а при работе педалями дополнительно отклоняет руль направления в пределах 15°, при необходимости убрать скольжение в случае несимметричной подвески, не выпуске одного закрылка и т.д.
В отличии от ARI, Yaw CAS Channel продолжает работать и на больших сверхзвуковых скоростях, обеспечивая исключение вредного скольжения при управлении самолётом по крену.
При работе всех трёх осей CAS обеспечивается работа автопилота в режимах:
При включении «ATT HOLD» на панели управления в положении «ON» (нажатии клавиши [А] на клавиатуре) система автопилота удерживает текущее положение самолёта в диапазоне: по тангажу ±45°; по крену±60°.
Режим автоматически отключается:
При включении «ALT HOLD» на панели управления в положении «ON» (нажатии клавиши [H] на клавиатуре) система автопилота удерживает текущую барометрическую высоту, принимая её за опорную.
При увеличении крена более ±60° - удержание высоты отключается, но «ALT HOLD» остаётся в положении «ON».
Режим автоматически отключается при увеличении вертикальной скорости более 2000 футов в минуту.
Триммер взлетного положения органов управления. Когда нажата кнопка T/O Trim на панели CAS, ручка и педали устанавливаются во взлетное положение. Затем загорается лампа T/O TRIM. Когда кнопка отпускается, лампа гаснет. Взлетное положение ручки – небольшое отклонение на кабрирование.
Гидромеханическая система управления использует механические тяги и гидравлические приводы для изменения положения управляющих поверхностей.
Устройство, регулирующее передаточное число от ручки управления самолётом на стабилизатор. Это обеспечивает приблизительно одинаковые отклонения ручки управления для создания единицы перегрузки вне зависимости от скорости полета.
Закон управления Pitch Ratio основан на изменении числа Маха и высоты полёта, и достаточно надёжно работает во всём диапазоне высот и скоростей.
Однако возможно ощутить некоторый заброс перегрузки при интенсивном торможении в области скоростей перестройки Pitch Ratio и небольшое снижение чувствительности ручки управления на малых приборных скоростях полёта.
Отношение максимально на малых скоростях во всём диапазоне высот и минимально на больших скоростях при полёте на малой и средней высоте.
Устройство, регулирующее передаточное число от ручки управления самолётом при боковом перемещении на дифференциально отклоняемый стабилизатор и элероны. Обеспечивает достаточную управляемость по крену на малых скоростях, и ограничивает развитие избыточной скорости крена на больших приборных скоростях, исключая повышенные нагрузки на конструкцию.
Устройство, предназначенное для исключения рыскания самолёта по курсу при создании крена. Обеспечивает механическую связь элеронов и руля направления.
Не стоить забывать, что у F-15C достаточно большая площадь килей. При боковом перемещении (например, создании крена) на них действует достаточно большая сила, создающая разворачивающий момент по рысканию. В некоторых случаях возможна обратная реакция самолёта на движение ручки управления по крену.
Логика работы ARI заключается в том, что при положительных углах атаки (РУС на себя) и движении ручки управления вправо, руль направления отклоняется тоже вправо, убирая вредное скольжение. На отрицательных углах атаки (РУС от себя), при движении ручки управления вправо, руль направления отклоняется влево, предотвращая тем самым обратную реакцию по крену.
Чем больше отклонена РУС на себя (от себя) (малая скорость, большие положительные или отрицательные углы атаки), тем больше отклоняется руль направления, достигая максимального значения при полностью отклоненной РУС.
Руль направления имеет несколько вариантов полного отклонения в зависимости от скорости полёта, положения педалей и ручки управления самолётом.
+/- 15 градусов, при скорости ниже 1,5 числа Маха - педали
+/- 5 градусов, при скорости выше 1,5 числа Маха - педали
+/- 30 градусов, работа ARI при положении ручки управления полностью на себя и влево (право)
На сверхзвуковой скорости ARI отключается.
Система PTC предназначена для облегчения пилотирования при установившейся перегрузке в переходных процессах связанных с изменением скорости полёта (увеличением или уменьшением оборотов двигателя), выпуска воздушного тормоза или закрылков, применения вооружения или сброса подвесок.
Датчик перегрузки, установленный в системе, реагирует на изменение перегрузки, а датчик усилия - на изменение усилия на ручке управления. Если ручка неподвижна (стриммированна, находится в нейтральном положении или удерживается пилотом), PTC автоматически отклоняет стабилизатор для устранения изменения перегрузки.
Например, выполняется горизонтальный установившийся полёт. Перегрузка при этом 1 g. Если выпустить закрылки или изменить обороты двигателя, самолёт получит тенденцию к изменению своего балансировочного положения, а, следовательно, и перегрузки. Система PTC переместит стабилизатор и компенсирует эту тенденцию.
При выпущенных в полёте шасси, PTC отключается. Это сделано для того, чтобы пилот чувствовал изменение балансировочного положения самолёта при заходе на посадку. В этом случае самолёт должен как бы «висеть» на ручке управления, что исключается при работе PTC. Однако, при выполнении полётных заданий, эта система создаёт комфортные условия пилотирования, автоматически поддерживая балансировочное положение самолёта при изменении внешних условий.
Состоит из двух частей: ручного и автоматического триммера. Летчик управляет ручным триммером с помощью многопозиционной кнопки на ручке управления.
