Авиация и Время 2011 06

Длина фюзеляжа, м	15,115
Длина самолета с ПВД, м	18,583
Размах крыла (стреловидность по перед, кромке консолей), м	9,83 (63°) 14,40(30”)
Площадь крыла (стреловидность по перед, кромке консолей), м2	35,85(63") 38,5 (30°)
Двигатель	АЛ-7Ф-250
Тяга двигателя макс., кгс	6800
Тяга двигателя форс., кгс	9600
Норм. взл. вес, кг	12700
Макс. скорость на высоте, км/ч — Н = 0 м — Н = 13000 м	1350
	2150
Потолок, м	16300
Дальность полета, км	1200
Посадочная скорость, км/ч	200
Длина пробега с ТП, м	700

Летно-технические характеристики JH-7 и JH-7A

Модификация	JH-7	JH-7A
Размах крыла, м	12.71
Длина самолета, м
Размах крыла, м	12.71
Длина самолета, м
— со штангой ПВД	22.32
— без штанги ПВД	21.03
Высота самолета, м	6.58
Площадь крыла, м²	52.30
Масса пустого, кг	14500	-
Максимальная взлетная масса, кг	28500	30000
Взлетная масса без внешних	22000	21500
подвесок, кг
Максимальная боевая нагрузка, кг	6500	8000
Число М максимальное	1.75
Число М крейсерское	0.85
Максимальная скорость у земли, км/ч	1200
Практический потолок,м	16000
Длина разбега, м	920	-
Длина пробега, м	1050	-
Боевой радиус действия (с ПТБ), км
— на малой высоте	900	-
— на большой высоте	1650	-
Перегоночная дальность с ПТБ, км	3700

Краткое техническое описание истребителя-бомбардировщика JH-7A

Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным крылом, цельноповоротным стабилизатором и однокилевым вертикальным оперением. Конструкция планера — цельнометаллическая, изготовлена, в основном, из алюминиевых сплавов. В крыле и хвостовом оперении используются композиционные материалы. Экипаж самолета состоит из двух человек — летчик и штурман-оператор.

Фюзеляж — полумонококовой конструкции, прямоугольного поперечного сечения. Его обводы выполнены в соответствии с правилом площадей. В носовой части фюзеляжа установлена РЛС, антенна которой закрыта радиопрозрачным обтекателем. Далее находится герметичная кабина экипажа с тандемным расположением рабочих мест летчика и штурмана. Она закрыта единым фонарем, состоящим из переднего козырька, двух откидывающихся вверх-назад крышек и неподвижной центральной секции. В кабине установлены катапультные кресла китайского производства HTY-4, которые обеспечивают аварийное покидание самолета на высотах от 0 до 20000 м в диапазоне приборных скоростей от 0 до 1000 км/ч.

По бортам средней части фюзеляжа располагаются нерегулируемые сверхзвуковые воздухозаборники прямоугольной формы, снабженные отсекателями пограничного слоя. На боковых стенках воздухозаборнйки прямоугольной формы снабженные отсекателями пограничного слоя. На боковых стенках воздушных каналов имеются по две подпружиненные створки перепуска воздуха. Внутри хвостовой части фюзеляжа находятся два маршевых двигателя и ВСУ. На верхней поверхности расположены два тормозных щитка, а непосредственно под килем — контейнер тормозного парашюта.

Крыло — умеренно стреловидное, трапециевидной формы в плане с небольшим корневым наплывом. Крыло набрано из тонких скоростных аэродинамических профилей. Угол его поперечного «V» равен -7°, угол установки — 0°. Консоли крыла отъемные, каждая состоит из двух частей: средней (СЧК) и корневой (КЧК) частей крыла. Угол стреловидности по 1/4 хорд СЧК равен 45°, КЧК — 55°. На передней кромке крыла по линии разъема СЧК и КЧК сформирован вихреобразующий «клык». Всю хвостовую часть СЧК занимает односекционный закрылок, а на КЧК располагается элерон.

Хвостовое оперение — стреловидное. Горизонтальное оперение — цельноповоротный стабилизатор. Вертикальное оперение состоит из киля с небольшим форкилем и односекционного руля направления. На нижней поверхности фюзеляжа установлены также два подфюзеляжных гребня, ориентированные параллельно плоскости симметрии самолета. Угол стреловидности по 1/4 хорд ВО равен 45°, ГО — 55°. Угол поперечного «V» ГО — 0”.