В Апреле 1987г. самолетами F/A-18 укомплектована пилотажно-демонстрационная группа “Голубые ангелы”, которая выступила в России в сентябре 1992 г.

Конструкция

Самолет нормальной схемы со среднерасположенным трапециевидным крылом. Планер рассчитан на ресурс 6000 часов с 2000 взлетов с использованием катапульты и 2000 посадок с использованием задерживающего крюка. Конфигурация системы крыло-фюзеляж выбрана в соответствии с дифференциальным правилом площадей, предусматривающим уменьшение площади поперечных сечений фюзеляжа над крылом и увеличение площади под крылом.

Крыло многолонжеронное, складывается по линиям, проходящим через внутренние хорды элеронов с поворотом консолей на 90 град. Угол обратного поперечного V крыла 3 град, удлинение 3,5, профиль симметричный серии NACA 65-A с относительной толщиной 5%, корневая/концевая хорда 4,04/1,68 м. На крыле установлены отклоняемые носки по всему размаху (макс. Угол отклонения 30 град, площадь 4,50 м2, относительная хорда 18%), однощелевые закрылки (45 град, 5,75 м2, 28%) и зависающие элероны (45 град, 2,27 м2). Носки и закрылки отклоняются автоматически в зависимости от угла атаки и числа М для повышения маневренности самолета в бою и аэродинамического качества в крейсерском полете. Механизация разрабатывалась из условия получения требуемых подъемной силы и углового положения самолета при заходе на посадку (угол атаки около 8 град) и посадке (14 град в момент касания палубы). Крыло первых самолетов имело уступы на передней кромке, от которых позднее было решено отказаться.

Одной из отличительных особенностей самолета является наличие наплывов большой площади (5,55 м2) и сложной формы в плане перед корневыми частями крыла. Наплывы создают вихревую подъемную силу и обеспечивают полет самолета на больших углах атаки. Между наплывами и фюзеляжем имеется щель для отвода пограничного слоя фюзеляжа от воздухозаборников, на первых самолетах щель простиралась вдоль всего наплыва, с 1980 г. она на 70% заделана (для увеличения дальности полета). В ходе эксплуатации отмечались повышенные напряжения в хвостовой части фюзеляжа и корневой части килей вследствие воздействия на них вихрей и с 1988 г. на F/A-18C флота США сверху наплывов устанавливаются небольшие вертикальные гребни, которые служат для модификации сходящих с наплывов вихрей с соответствующим уменьшением усталости конструкции и улучшением путевого управления на углах атаки выше 45 град.

Фюзеляж типа полумонокок. Отсек кабины летчика имеет безопасно повреждаемую конструкцию. Кабина герметическая с системой кондиционирования и кислородной системой. Фонарь открывается назад-вверх. Катапультируемое кресло Мартин-Бейкер SJU-5/6 обеспечивает покидание самолета на стоянке. Сверху хвостовой части фюзеляжа между килями расположен воздушный тормоз.

Хвостовое оперение стреловидное. Дифференциальный цельноповоротный стабилизатор имеет угол обратного поперечного V, равный 2 град. Вертикальное оперение с двумя отклоненными наружу на 20 град килями смещено вперед относительно стабилизатора для вывода его из зоны аэродинамической тени от крыла и стабилизатора на больших углах атаки. На взлете и посадке оба руля направления отклоняются внутрь для создания дополнительного момента на кабрирование и балансировки самолета с поднятым носом. Размах стабилизатора 6,58 м, расстояние между концами килей 3,60 м, площадь стабилизатора 8,18 м2, килей 9,68 м2, рулей направления 1,45 м2.

Самолет выполнен в основном из алюминиевых сплавов (доля по массе 49,6%), используются также сталь (16,7%), титановые сплавы (12,9%), КМ (590 кг, 9,9%) и другие материалы (10,9%). Все поверхности управления, хвостовое оперение и закрылки имеют слоистую конструкцию с сотовым алюминиевым заполнителем и обшивкой из эпоксидного углепластика. Часть обшивки крыла и крышки смотровых люков фюзеляжа также выполнены из углепластика. Носки стабилизаторов и килей изготовлены с применением титановых сплавов.

Шасси трехопорное с одноколесными основными и двухколесной передней стойками. Передняя стойка управляемая (поворачивается при рулении на угол от –75 до +75 град), убирается вперед, основные – назад с поворотом колес на 90 град в ниши под каналами воздухозаборников. Пневматики носовой стойки имеют размеры 559х168-254 мм и давление 2,41 МПа (10,5 кгс/см2) и 1,38 МПа (14,1 кгс/см2). На передней стойке расположен кронштейн для крепления к челноку катапульты. В хвостовой части фюзеляжа установлен тормозной гак.

Силовая установка

На YF-17 были установлены двигатели YJ101 с форсированной/нефорсированной тягой 66,7/42,1 кН (6800/4290 кгс), со степенью двухконтурности 0,20 и полной степенью повышения давления более 20. Разработка YJ101 была начата фирмой Дженерал Электрик в 1971 году на собственные средства.

Для F/A-18 на его основе был создан ТРДДФ F404-GE-400 модульной конструкции. Это двухвальный двигатель с трех- и семиступенчатыми компрессорами соответственно низкого и высокого давления, одноступенчатыми турбинами низкого и высокого (с охлаждаемыми лопатками) давления и кольцевой камерой сгорания. Сопло суживающееся - расширяющееся регулируемое. Система управления двигателем электрогидромеханическая. Степень двухконтурности 0,34, полная степень повышения давления 25, расход воздуха 64,4 кг/с, длина двигателя 4,03 м, максимальный диаметр 0,88 м, сухая масса 989 кг. Двигатели разделены противопожарной перегородкой. Воздухозаборники боковые полукруглые нерегулируемые, расположены под корневыми наплывами крыла. Отсекатель пограничного слоя выступает перед каждым воздухозаборником примерно на 1 м и отводит пограничный слой фюзеляжа, направляя его вверх и вниз от воздухозаборника, непосредственно перед воздухозаборником отсекатель имеет перфорацию, через которую отводится собственный пограничный слой отсекателя. Плоскость отсекателя составляет угол 5 град с направлением невозмущенного потока и обеспечивает предварительное сжатие воздуха на сверхзвуковых скоростях.

С 1992 г. самолеты ВМС и корпуса морской пехоты США поставляются с двигателями F404-GE-402 с тягой по 78,3 кН (7980 кгс). Эти же двигатели установлены и на кувейтских самолетах.

Топливо (JP5) размещается в протектированных фюзеляжных и крыльевых баках общей емкостью 6060 л. Возможна подвеска до трех сбрасываемых баков по 1250 л (на внутренних подкрыльных и центральном подфюзеляжном узлах). Канадские самолеты могут нести три ПТБ по 1818 л. С правого борта в носовой части фюзеляжа установлена убирающаяся шланга для дозаправки топливом в полете. На F/A-18C/D применена система балансировочной перекачки топлива.

Общесамолетные системы

Система управления полетом цифровая квадруплексная электродистанционная, имеется прямая резервная электрическая проводка ко всем поверхностям управления и резервная механическая проводка (по каналам тангажа и крена) к стабилизатору. Органами продольного управления служат симметрично отклоняемые консоли стабилизатора, поперечного управления – элероны и дифференциально отклоняемые консоли стабилизатора, путевого – рули направления. В 1981 г. по результатам летных испытаний начиная с 28-го самолета были увеличены размах и площадь элеронов, введено дифференциальное отклонение носков крыла и закрылков совместно с элеронами для увеличения скорости крена до 180-220 град/с. Предусмотрены система улучшения устойчивости и управляемости (на некоторых режимах самолет статически неустойчив), средства повышения сопротивляемости сваливанию и штопору, в частности, автомат перекрестной связи между отклонением органов поперечного и путевого управления. ЭДСУ отличается высокой надежностью: по заявлению фирмы Макдоннел-Дуглас, к началу 1992 г. резервная механическая система управления ни разу не была использована по своему прямому назначению и не было ни одного случая посадки с отказавшей цифровой системой. Самолеты ВМС США могут осуществлять автоматическую посадку на палубу авианосца с использованием корабельной системы управления.

На ходе испытаний самолета F-18 HARV (без системы отклонения вектора тяги и дополнительных органов управления) достигался угол атаки 55 град. Однако хотя исходный самолет F/A-18 и может быть сбалансирован на таком угле атаки, он неуправляем в этом режиме: эффективность рулей направления теряется при угле атаки 45-50 град из-за аэродинамического затенения оперения крылом, максимальная угловая скорость крена при отклонении элеронов падает до величины менее 30 град/с при угле атаки более 20 град. )