В 1951 г. фирма «Макдоннел» возобновила свои работы над проектом «Вуду», согласившись при этом на проведение существенных модификаций конструкции и оборудования. Первый летный образец, обозначенный F-101A, стал одновременно первым серийным самолетом. Его летное испытание было проведено 29.09.1954 г. Уже после запуска самолета в серийное производство Стратегическое авиационное командование изменило свое мнение и аннулировало программу, считая, что стратегические бомбардировщики В-47 и В-52 смогут (благодаря имеющемуся у них вооружению) выполнять свои задачи без сопровождения истребителей. В этой обстановке фирма предприняла попытку спасти самолет, переделав его для выполнения истребительно-бомбардировочных задач, а также перехвата и разведки применительно к нуждам Тактического авиационного командования ВВС США.
Самолет «Вуду» F-101 выпускался в следующих модификациях:
– истребитель-бомбардировщик F-101A (77 самолетов) и F-101C (47 самолетов);
– двухместный дальний перехватчик F-101B (480 самолетов, первое летное испытание 27.03.1957 г.);
– самолет тактической разведки YRF-101A (2 опытных образца, 10.05.1956 г.), RF-101A (35 самолетов) и RF-101C (166 самолетов, 12.07.1957 г.);
– тренировочный самолет TF-101B (переименованный впоследствии на TF-101F).
В общей сложности в 1954-1961 гг. было выпущено 807 самолетов F-101. Самолет F-101B стоил 1831000 долл. 12 декабря 1957 г. на базе 15-25 км был установлен рекорд скорости 1940,0 км/ч. Кроме США, самолеты F-101 находились на вооружении ВВС Канады (66 двухместных самолетов с обозначением CF-101B и CF-101F) и Тайваня (25 самолетов типа RF-101C).
Рис. 2.36. Серийный истребитель-бомбардировщик «Вуду» F-101A.
Описание самолета. Самолет «Вуду» является среднепланом классической схемы со стреловидным крылом относительной толщины 6-4,5% и стреловидным хвостовым оперением. Наиболее характерной чертой самолета, кроме компоновки двигателей и формы задней части фюзеляжа, является принятая форма крыла. Первоначально предполагалось использовать обычное стреловидное крыло с углами стреловидности по передней кромке ~ 37° и по задней кромке ~ 20°, т. е. такое, как и у XF-88. Однако увеличение взлетной массы самолета потребовало увеличения несущей поверхности, в связи с чем была принята концепция переменной стреловидности крыла по задней кромке (отрицательной вблизи корневого сечения и далее положительной по всему размаху). На верхней поверхности консолей крыла (приблизительно на половине размаха элеронов) расположены небольшие аэродинамические гребни. Сокращение пробега осуществляется за счет использования закрылков, трех тормозных щитков (один-в передней нижней части фюзеляжа, перед воздухозаборником, и два-по бокам фюзеляжа) и тормозного парашюта, расположенного в хвостовой части фюзеляжа.
Система управления состоит из элеронов обычного типа, руля направления и управляемого стабилизатора. В самолете использованы автомат продольной балансировки, а также звуковая и световая сигнализация опасных углов атаки, возникающих при некоторых величинах продольных моментов. Шасси – трехстоечное с одинарными колесами. Главные стойки шасси убираются в крыло. Уборка шасси происходит при скорости 462 км/ч. В конструкции планера самолета использованы преимущественно сплавы алюминия. Тем не менее многие элементы, в частности шпангоуты фюзеляжа, обшивка в области действия выхлопных газов, лонжероны, элементы жесткости и узлы крепления крыла, выполнены из титановых сплавов. Обшивка крыла изготовлена из фрезерованных монолитных панелей. Хвостовая часть стабилизатора и руль направления выполнены в виде конструкции с многослойной обшивкой.
Рис. 2.37. Компоновочная схема истребителя- бомбардировщика F-101A.
Двигательная установка. Для обеспечения безопасности при полетах на большие расстояния было принято решение использовать два двигателя. Двигатели расположены горизонтально в нижней части фюзеляжа таким образом, что их обтекатели несколько выступают за геометрический контур фюзеляжа. Применение укороченных форсажных камер и нерегулируемых воздухозаборников с устройствами отвода пограничного слоя, расположенных в околофюзеляжных частях крыла, уменьшило длину воздушного канала и потери давления. Короткие форсажные камеры позволили применить балочную конструкцию фюзеляжа, что уменьшило не только массу планера самолета, но и аэродинамическое сопротивление.