уступы на передней кромке, от которых позд-нее было решено отказаться.
Одной из отличительных особенностей самолета является наличие наплы-вов 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 име-ется 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 отме-чались 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 уг-лах атаки выше 45 град.
Фюзеляж типа полумонокок. Отсек кабины летчика имеет безопасно повреж-даемую 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 тор-моз.
Хвостовое оперение стреловидное. Дифференциальный цельноповоротный стабилизатор имеет угол обратного поперечного V, равный 2 град. Вертикаль-ное оперение с двумя отклоненными наружу на 20 град килями смещено впе-ред 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 мо-мента на кабрирование и балансировки самолета с поднятым носом. Размах стабилизатора 6,58 м, расстояние между концами килей 3,60 м, площадь ста-билизатора 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 чел-ноку катапульты. В хвостовой части фюзеляжа установлен тормозной гак.
Силовая установка
На YF-17 были установлены двигатели YJ101 с форсирован-ной/нефорсированной тягой 66,7/42,1 кН (6800/4290 кгс), со степенью двухкон-турности 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 конст-рукции. Это двухвальный двигатель с трех- и семиступенчатыми компрессора-ми соответственно низкого и высокого давления, одноступенчатыми турбинами низкого и высокого (с охлаждаемыми лопатками) давления и кольцевой каме-рой 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 полу-круглые нерегулируемые, расположены под корневыми наплывами крыла. От-секатель пограничного слоя выступает перед каждым воздухозаборником при-мерно на 1 м и отводит пограничный слой фюзеляжа, направляя его вверх и вниз от воздухозаборника, непосредственно перед воздухозаборником отсека-тель 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 уста-новлены и на кувейтских самолетах.
Топливо (JP5) размещается в протектированных фюзеляжных и крыльевых баках общей емкостью 6060 л. Возможна подвеска до трех сбрасываемых ба-ков по 1250 л (на внутренних подкрыльных и центральном подфюзеляжном уз-лах). 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 пере-качки топлива.
Общесамолетные системы
Система управления полетом цифровая квадруплексная электродистанци-онная, имеется прямая резервная электрическая проводка ко всем поверхно-стям управления и резервная механическая проводка (по каналам тангажа и крена) к стабилизатору. Органами продольного управления служат симметрич-но отклоняемые консоли стабилизатора, поперечного управления – элероны и дифференциально отклоняемые консоли стабилизатора, путевого – рули на-правления. В 1981 г. по результатам летных испытаний начиная с 28-го само-лета были увеличены размах и площадь элеронов, введено дифференциаль-ное отклонение носков крыла и закрылков совместно с элеронами для увеличе-ния скорости крена до 180-220 град/с. Предусмотрены система улучшения ус-тойчивости и управляемости (на некоторых режимах самолет статически неус-тойчив), средства повышения сопротивляемости сваливанию и штопору, в ча-стности, 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. Од-нако хотя исходный самолет F/A-18 и может быть сбалансирован на таком угле атаки, он неуправляем в этом режиме: эффективность рулей направления те-ряется при угле атаки 45-50 град из-за аэродинамического затенения оперения крылом, максимальная угловая скорость крена при отклонении элеронов пада-ет до величины менее 30 град/с при угле атаки более 20 град.
Гидросистема состоит из двух независимых систем с рабочим давлением 20,7 МПа (210 кгс/см2) и обеспечивает привод закрылков, органов управления и шасси.
Целевое оборудование
Многорежимная цифровая импульсно-доплеровская РЛС Хьюз AN/APG-65 работает в диапазоне частот I/J (8-11 ГГц). Режимы воздух-воздух включают поиск по скорости, измерение дальности при поиске, сопровождение (одновре-менно до 10 целей с отображением летчику информации о восьми целях) при сканировании, выделение целей в сомкнутом строю, а в бою на малой дистан-ции (до 9 км) – захват в поле зрения ИЛС, вдоль продольной оси самолета и при вертикальном сканировании. Режимы воздух-поверхность включают карто-графирование земной поверхности, обход наземных препятствий, поиск над-водных целей и сопровождение движущихся наземных целей. РЛС обеспечи-вает прицеливание при стрельбе из пушки, пуске УР и бомбометании. Диаметр антенной решетки 0,71 м, объем РЛС без антенны 0,124 м3, масса 153 кг.
Установлены также две центральные 16-разрядные БЦВМ Control Data AN/AYK-14 с ЗУ на магнитных сердечниках емкостью 64К, ИНС Литтон AN/ASN-130A (плюс с 1993 г. аппаратура спутниковой навигационной системы), радио-навигационная система Коллинз AN/ARN-118 TACAN, автоматическая система посадки на авианосец, связное оборудование метрового и дециметрового диа-пазонов AN/ARC-182, станции предупреждения о радиолокационном облучении Магнавокс AN/ALR-50 или Литтон AN/ALR-67, устройство Гудьир AN/ALE-39 для разбрасывания дипольных отражателей, стация уводящих помех Сандерс AN/ALQ-126M. Для нанесения ударов по наземным целям под воздухозаборни-ками подвешиваются контейнеры с лазерным дальномером/целеуказателем GEG Ферранти 117, а также панорамной камерой контроля поражения цели и системой сопровождения Мартин-Мариетта AN/ASQ-173 (LST/SCAM).
Система индикации в кабине включает ИЛС Кайзер AN/AVQ-28 с полем зре-ния 20 град и три индикатора на ЭЛТ (многофункциональный, комбинирован-ный радиолокационный и обстановки в горизонтальной плоскости) с размерами экрана 127х127 мм. Переключатели управления основными системами распо-ложены на РУД (10 переключателей) и ручке управления самолетом (5).
На F/A-18C/D установлена мультиплексная шина данных, соответствующая стандартам MIL-STD-1553B и –1760, бортовая система регистрации и контроля отказов FIRAMS. На F/A-18C и D “Night Attack”, способных выполнять атаки в темное время суток и в сложных метеоусловиях, используется тепловизионная навигационная система Хьюз AN/AAR-50 (TINS), ИК система переднего обзора Лорал AN/AAS-38 NITE, очки ночного видения и совместимое с их использова-нием освещение кабины, цветные индикаторы и система отображения цифро-вой движущейся карты местности. На F/A-18D “Night Attack” для КМП в задней кабине установлены рукоятки управления системой