Обычно наземные поисковые РЛС облучают ЛА под углами, лежащими в пределах 30 град вверх и вниз от горизонтальной плоскости, вследствие чего большинство поверхностей самолета F-117А наклонено под углом более 30 град от вертикали для отражения радиолокационных лучей вверх и вниз от направления на облучающую РЛС. Проектировщики говорят и о своем стремлении обеспечить малую вероятность обнаружения F-117А с верхней полусферы самолетами ДРЛО, но это требование явно занимало подчиненное положение.
В горизонтальной плоскости направления отражения от поверхности корпуса самолета F-117А и мест нарушения непрерывности обшивки сконцентрированы в нескольких узких секторах, а не распределены сравнительно равномерно, как в случае обычных самолетов. «Провалы» в отражении между этими секторами трудно отличимы от фонового шума, а сами сектора узки, и РЛС не может извлечь достаточной информации из отраженных сигналов для того, чтобы отличить самолет от нестационарных шумов. Кроме того, перемежающиеся отражения при чередовании секторов повышают порог фильтрации в автоматической системе фильтрации шума, что уменьшает чувствительность РЛС к слабым сигналам.
Ориентация основных секторов определяется положениями передней и задней кромок аэродинамических поверхностей самолета, которые являются сильными отражателями. Кромки выдерживаются прямыми для сужения сектора. Другие компоненты самолета сориентированы таким образом, чтобы отражение от них происходило в заданных секторах.
Вид спереди на F-117А . Хорошо видны углы наклона "фасеток" фюзеляжа
Вид на фонарь кабины "Найтхока"
Особенность планера F-117А – крыло большой стреловидности
Элевон "Нойтхока"
Снижение отражающей способности самолета в зонах «провалов» сопровождается небольшим ее увеличением в основных секторах. Предусмотрено, чтобы ни один из секторов интенсивного отражения не был направлен непосредственно вперед.
Все щели (по контуру смотровых люков и оптических окон, в зонах сочленения фонаря кабины и фюзеляжа и т.д.) имеют накладки с пилообразной кромкой, створки отсеков шасси, двигателей и вооружения также имеют пилообразные кромки, причем стороны «зубцов» ориентируются в направлении желаемого сектора.
Используются несколько типов радиопоглощающей «обмазки». Применяются композиционные материалы (КМ) и, в частности, РПМ Доу Кемикл «фибалой» (используемый, например, для изготовления некоторых панелей обшивки) и углепластик «филкоут» для армирования конструкции.
Планер имеет покрытие из РПМ. На внешней поверхности самолета и внутренних металлических элементах нанесена ферромагнитная краска.
Практически все грани «фасеточного» планера F-117A обклеены лентами шириной приблизительно 10 см, выполненными, очевидно, из радиопог- лощающего материала. Ряд участков обшивки (в частности, поворотные консоли хвостового оперения) имеют и более широкие листы обклейки. Поверх всех этих лент и листов, как и на остальную поверхность планера, нанесена матовая черная краска, обеспечивающая оптическую маскировку ночью (когда, в основном, и должны работать «Найтхоки»),
Открывающийся вверх фонарь кабины также имеет фасеточную форму и выполнен в виде цельной конструкции, пять панелей остекления имеют многослойное электропроводящее золотосодержащее покрытие для предотвращения РЛ облучения внутрикабин- ного оборудования и снаряжения летчика (микрофона, шлема, очков ночного видения и т.д.; например, отражение лишь от шлема летчика может быть намного больше, чем от всего самолета).
В результате принятых мер ЭПР самолета F-117A при его облучении с фронтальных и хвостовых ракурсов снижена до величины менее 1 м2 (вероятно, порядка 0,1 м2 ), на других ракурсах она достигает 1 м2 .
В то же время оптимизация формы планера из условия уменьшения РЛ заметности значительно ухудшила аэродинамику самолета: аэродинамическое качество F-117А при заходе на посадку составляет 4, что немногим выше, чем у ВКС «Спейс Шаттл».
Крыло большой стреловидности, трапециевидное, со скошенными фасеточными законцовками, имеет двухлонжеронную конструкцию. Вихри, сходящие с передней кромки крыла и кромок корпуса, образуют несущую вихревую систему.
Низ крыла образован двумя плоскими поверхностями, верх – тремя плоскими поверхностями: центральной (по всему размаху), а также наклоненными вниз передней и задней, аппроксимирующими контур профиля.
Органы управления на крыле включают зависающие элевоны (по два на каждой консоли крыла), служащие для управления по крену и тангажу.
Вид на цельноповоротное хвостовое оперение
Катапультируемое кресло ACES II
Основная и носовая (справа) стойки шасси
Кабина одноместная с обзором только вперед. Летчик размещается на катапультируемом кресле Макдоннелл- Дуглас ACES II, обеспечивающем аварийное покидание самолета в полете и на стоянке. Используется система кондиционирования от самолета С-130.
Сбоку фюзеляжа (сзади опознавательного знака) расположен съемный шестигранный выступ, а под фюзеляжем – небольшие цилиндрические выступы, которые являются радиоотражателями для радиолокационного сопровождения самолета во время учений.
Цельноповоротные консоли V-образного хвостового оперения служат для управления только рысканием (для продольного управления не используются), имеют стреловидность около 65 град и угол развала 85 град. Они изготовлены из алюминиевого сплава с нанесением толстого слоя покрытия из РПМ.
После того, как в 1985 г. в результате флаттера на одном из самолетов в полете разрушился киль (самолет совершил благополучную посадку), Локхид разработала новый киль, имеющий кессон из термопластичного графитопластика и корневую часть, выполненную из нержавеющей стали.
К 1993 г. все самолеты переоснащены новыми килями, что позволило снять ограничение на скорость, наложенное по условиям безопасности от флаттера.
Шасси трехопорное с управляемой носовой опорой. Все стойки одноколесные, убираются вперед. Размеры пневматиков основных опор 812x223 мм, носовой – 558x167 мм. Тормоза колес дисковые, вначале со стальными дисками, которые были впоследствии заменены на углеродные. Имеется автомат торможения. Сверху хвостовой части фюзеляжа расположен отсек с тормозным парашютом. В хвостовой части самолета установлен тормозной крюк.
Самолет оснащен двумя двухконтурными турбореактивными двигателями Дженерал Электрик F404-GE-F1D2 (2x4900 кгс).
Двигатель является нефорсированным вариантом ТРДДФ F404, установленного на истребителе F/A-18 и ряде других самолетов. Система управления двигателями полностью автоматическая, цифровая. Створки отсека двигателей имеют длину около 3,5 м. Каждый из двигателей закрыт кожухом, выполненным с применением полимеров и шиповидных поглощающих конструкций, предназначенных для уменьшения отражения РЛ волн и снижения уровня шума самолета.
Прямоугольные воздухозаборники с косым срезом входа расположены по бокам фюзеляжа над крылом. На входе воздухозаборников для предотвращения РЛ облучения компрессоров двигателей установлены решетки из радиопоглощающих КМ с размерами ячеек 25x16 мм. Решетки имеют тепловую противообледенительную систему.
Вход каждого воздухозаборника имеет размеры примерно 1,4x0,8 м в своей плоскости при площади 1,18 м2 и размеры 0,73x0,55 м при площади 0,40 м2 в сечении, перпендикулярном направлению полета. Переразмеренность воздухозаборника необходима для компенсации потерь, вызванных установкой решетки, и обеспечивает также забор дополнительного воздуха для внутреннего эжекторного сопла. Дополнительный воздух перепускается за турбину и охлаждает выходящие газы, что уменьшает ИК излучение-, тепловые нагрузки стенок выходной трубы и уровень шума выходящей струи. Этому же служат и дополнительные впускные створки сверху воздухозаборников, имеющие площадь около 0,39 м2 каждая.
Двигатель Дженерал Электрик F404-GE-F1D2
Обслуживание двигателя в части
Вид на сопло двигателя
Снизу основных воздухозаборников находятся воздухозаборники системы кондиционирования.
За многолепестковыми диффузорами расположены смесительные камеры и широкие плоские сопла (с размерами 1,65x0,10 м на выходном срезе), имеющие удлиненные и отогнутые вверх (для предотвращения непосредственного наблюдения элементов двигателей в РЛ и ИК диапазонах) нижние панели.
Стенки сопла слоистой конструкции, с сотовым заполнителем из алюминиевого сплава. Срез каждого сопла параллелен задней кромке противоположной консоли крыла. Для уменьшения ИК и РЛ заметности в азимутальной плоскости каждое выходное устройство оборудовано 11 внутренними вертикальными перегородками. В то же время эти вертикальные перегородки так же, как дополнительные впускные створки, приводят к снижению КПД двигателя. Для уменьшения ИК-излучения внутренняя поверхность нижних панелей сопел имеет облицовку из теп- лопоглощающих керамических плиток.
Топливо размещается в двух фюзеляжных и четырех крыльевых баках. Для перегоночных полетов в отсеке вооружения может быть установлен подвесной топливный бак. Сверху фюзеляжа за кабиной имеется приемник системы дозаправки топливом в полете, который подсвечивается в ночном полете с помощью фары, размещенной в выступе сверху кабины летчика.
Система управления полетом электродистанционная цифровая с четырех- канальной схемой резервирования, разработана фирмой GEC Астроникс на основе ЭДСУ самолета F-16A/B. Самолет неустойчив по тангажу и рысканию и поэтому используется сложная система обеспечения искусственной устойчивости. С 1991 г. по программе OCIP устанавливается автомат тяги. Система воздушных сигналов имеет четыре ПВД на штангах фасеточной формы в носовой части самолета. Датчики угла атаки убирающиеся.
Автопилот обеспечивает полет самолета по заранее запрограммированному маршруту в зону, позволяющую летчику установить визуальный контакт с целью при использовании ИК станций.