• Tweet

Northrop F-5E/F Tiger II – część I

     Wraz z wprowadzeniem do produkcji seryjnej przez Związek Radziecki nowych wariantów MiGa-21 siły powietrzne Stanów Zjednoczonych oraz amerykański Departament Obrony (Department of Defense) wyraziły zainteresowanie powstaniem następcy lekkiego samolotu myśliwskiego Northrop F-5A Freedom Fighter. Rzecz jasna, nie myślano tu o zamówieniach na potrzeby USAF, dysponujących bardziej zaawansowanymi maszynami bojowymi. Następca Freedom Fightera, podobnie jak i on sam, miał zostać zbudowany głównie z myślą o programach pomocowych w rodzaju Military Assistance Program (MAP) oraz dostawach dla mniej zamożnych państw pozostających w zachodniej strefie wpływów. Ze względu na tak określone przeznaczenie, nowy samolot, przy większych możliwościach bojowych od poprzednika, musiał zachować takie jego cechy jak stosunkowo przystępna cena, czy niskie koszty eksploatacji, a w końcu również łatwość serwisowania.

 Narodziny F-5E

    Konstruktorzy F-5A, mający już pewien bagaż doświadczeń i danych z dotychczasowej eksploatacji Freedom Fighterów, przewidując rozwój wypadków, już wcześniej zauważyli konieczność stworzenia sukcesora F-5A/B mogącego przeciwstawić się nowszym wariantom MiGa-21. Modernizacja miała być ukierunkowana przede wszystkim na zwiększenie możliwości manewrowych i osiągów przestrzennych samolotu, a także rozszerzenia możliwości zwalczania celów powietrznych. Stąd też zmiany miały polegać przede wszystkim na instalacji jednostek napędowych o większym ciągu, zwiększeniu powierzchni nośnej skrzydeł, a w końcu instalacji bardziej zaawansowanych systemów kierowania ogniem. Prace projektowe nad nowym wariantem silników J85 dysponującym zwiększonym ciągiem rozpoczęto zresztą w firmie General Electric już w 1962 roku. Rok później doszło zaś do pierwszych testów nowego, powiększonego stopnia sprężarki. W kwietniu 1968 roku USAF zawarły porozumienie z firmą General Electric, producentem jednostek napędowych napędzających dotychczasowe warianty Freedom Fightera. Na jego mocy przeprowadzono testy w powietrzu nowego wariantu silników J85. W roli stanowiska badawczego wystąpił  szósty egzemplarz produkcyjny F-5B o numerze 68-8445 wypożyczony przez USAF a następnie poddany niezbędnej przebudowie. Instalacja nowych jednostek napędowych związana była m.in. z koniecznością przeprojektowania przedziałów silnikowych. Nowe jednostki napędowe były dłuższe o 177,8 mm, przy niezmienionej maksymalnej średnicy wynoszącej 533 mm. Wraz z instalacją mocniejszych silników, zdecydowano się również na zabudowę dodatkowych, zamykanych żaluzjami, wlotów powietrza do silników na kadłubie, za krawędzią spływu skrzydła. Było to rozwiązanie charakterystyczne dla wariantów Freedom Fightera produkowanych w Kanadzie. Konieczne było również przeprojektowanie wlotów powietrza.

    Przebudowany samolot otrzymał oznaczenie YF-5B-21. Zastosowano na nim także powiększone pasma u nasady skrzydeł, a także klapy manewrowe na wzór tych zastosowanych w NF-5A/B. Wprowadzone na tym egzemplarzu zmiany objęły również wymianę przedniej goleni podwozia na dwupołożeniową, charakterystyczną dla samolotów CF-5 oraz NF-5.

   Pierwszy, trwający 50 minut, lot F-5E (n/s 71-1417) odbył się 11 sierpnia 1972 roku. W ten sposób rozpoczęła się trwająca już ponad cztery dekady służba ostatniego seryjnie produkowanego myśliwca Northropa. foto: USAF

    YF-5B-21 został oblatany w dniu 28 marca 1969 roku przez szefa programów prób w locie firmy General Electric, Johna Fritza. Pierwszy lot trwał 40 minut i mimo pewnych problemów, które należało usunąć bezpośrednio przed dziewiczym lotem, zakończył się powodzeniem. W czasie dalszych testów YF-5B-21 spędził w powietrzu kolejne 130 godzin w powietrzu. W ich trakcie przebadano nie tylko same silniki, ale także wpływ pozostałych wprowadzonych zmian na zachowanie się samolotu w locie.

    Jeszcze przed oblotem YF-5B-21 zakres i kierunki proponowanej modernizacji F-5 zostały przedstawione urzędnikom Departamentu Obrony. Przewidywany wzrost osiągów był na tyle znaczący, że jeszcze przed lotami próbnymi zmodyfikowanego samolotu, Siły Powietrzne USA zainteresowały się poważnie zmianą konfiguracji produkowanych wciąż F-5A/B i możliwością wyposażenia ich w nowe jednostki napędowe. Rozpoczęcie dostaw samolotów wyposażonych w nowe silniki przewidywano już na koniec 1970 roku. Wcześniej jednak należało dokonać modyfikacji samego kontraktu. Departament Obrony chciał mieć również pewność, że podstawowe założenia przyświecające od początku twórcom F-5, czyli łatwość i niski koszt eksploatacji, zostaną utrzymane w zmodyfikowanym projekcie.

    W firmie Northrop rozpoczęto prace projektowe i wkrótce producent zaoferował USAF i DoD projekt wariantu samolotu oznaczony początkowo jako F-5A-21 (oznaczenie fabryczne). Nowe jednostki napędowe J85-GE-21 zapewniały wzrost ciągu o 20%, miały również wyższy stosunek ciągu do masy, a co za tym idzie gwarantowały lepsze osiągi. Ponadto, tym razem postanowiono sięgnąć po znacznie bardziej zaawansowaną awionikę, wyposażając samolot m.in. w radar (na seryjnych samolotach początkowo był to prosty radar AN/APQ-153), którego brakowało na Freedom Fighterach. Projekt nowej wersji F-5 wyróżniało również kilka innych zmian konstrukcyjnych takich jak inny kształt wlotów do sprężarek, które zostały powiększone w związku z większym zapotrzebowaniem silników na powietrze. Zmianie uległ również kształtu skrzydła oraz nosa samolotu. Ta ostatnia modyfikacja wynikała przede wszystkim z instalacji radaru.

    Ponieważ pod koniec 1969 roku podjęto jednak decyzję o wyborze nowego samolotu w ramach konkursu International Fighter Aircraft (IFA), prace nad modyfikacją dotychczasowego kontraktu zostały wstrzymane. Rozpoczęto natomiast procedury konkursowe, które formalnie zostały zainicjowane 26 lutego 1970 roku. Zapytania ofertowe zostały rozesłane miesiąc wcześniej. Zwycięzca miał zostać wskazany, jak zakładano, w połowie kwietnia tego samego roku, do czego jednak nie doszło.

    Zapytania ofertowe wysłano do 8 firm, jednak odpowiedzi nadesłały ostatecznie tylko cztery z nich. Wśród nich znalazły się oferty firm Lockheed, LTV, McDonnell Douglas oraz Northrop. Do konkursu IFA wystawiły one odpowiednio:

• mocno zmodyfikowany wariant F-104 oferowany pod oznaczeniem CL-1200-1 Lancer, zachowujący przednią część kadłuba z wlotami powietrza do silnika z F-104, które jednak połączono z nową częścią ogonową i usterzeniem oraz skrzydłami w układzie górnopłata;
• uproszczony wariant F-8 pod oznaczeniem V-1000, odchudzony w stosunku do pierwowzoru o 1762 kg, napędzany silnikiem J79-17 o mocy 79,6 kN i dysponujący zmodyfikowanym skrzydłem oraz udźwigiem uzbrojenia zwiększonym do 2722 kg;
• uproszczoną odmianę F-4E dysponującą mniej zaawansowaną awioniką i pozbawioną możliwością przenoszenia pocisków AIM-7 Sparrow;
• opisany powyżej wariant Freedom Fightera noszący fabryczne oznaczenie F-5A-21.

    Spośród wymienionych propozycji ostatecznie wybrano tę, przygotowaną przez Northropa. Decyzję oficjalnie ogłoszono 20 listopada 1970 rok. Tym samym formalnie powrócono do konceptu F-5A-21. Konkurencyjne propozycje miały ostatecznie pozostać na papierze lub w formie modeli, choć należy zauważyć, że uproszczony wariant F-4E, w nieco innej postaci, ostatecznie powstał i został zakupiony przez Republikę Federalną Niemiec na potrzeby Luftwaffe.

    W styczniu 1971 roku nazwę projektu zmieniono oficjalnie z F-5A-21 na F-5E. Kilka tygodni wcześniej, 8 grudnia 1970 roku, doszło do formalnego zawarcia kontraktu. Obejmował on dostawę 325 maszyn seryjnych oraz 5 samolotów przedprodukcyjnych. Dopracowanie projektu zajęło około sześć miesięcy. Później, pod koniec 1971 roku, samolot otrzymał oficjalnie nazwę Tiger II. Nowy myśliwiec przeznaczony miał być w zamyśle zarówno dla odbiorców wykorzystujących Freedom Fightery, jak i tych, którzy wcześniej nie posiadali lekki myśliwców Northropa.

    W ostatecznej wersji projektu wydłużono i poszerzono kadłub, co było niezbędne ze względu na nieco większe wymiary silników. Powiększone zostały ponadto ich wloty powietrza,  zwiększono również objętość wewnętrznych zbiorników paliwa. Wprowadzono także wcześniej wspominane zmiany, tj. zwiększono powierzchnię skrzydeł, powiększono pasma w ich przykadłubowej części oraz istotnie wzbogacono awionikę samolotu. Na etapie dopracowywania samolotu nie obyło się jednak bez pewnych problemów. Były one spowodowane m.in. z problemami związanymi z utrzymaniem zakładanej masy samolotu. Aby utrzymać wymagany poziom, konstruktorzy zdecydowali się na szersze zastosowanie tytanu w tylnej części kadłuba, w rejonie silników i ich dysz wylotowych. Konieczność wprowadzenia wspomnianych zmian wynikała także ze zwiększonej ilości ciepła, jaką wydzielały nowe jednostki napędowe. Zwiększony udział elementów ze stali szlachetnych w konstrukcji samolotu przekładał się jednak na wzrost ceny myśliwca.

    Trzeci egzemplarz F-5E, noszący numer 71-1419, posłużył m.in. do testów systemu LATAR. Ten sam samolot wykorzystywano również do prób różnych typów uzbrojenia, w tym pocisków powietrze–powietrze AIM-9 Sidewinder oraz powietrze–ziemia AGM-65 Maverick. Foto: USAF

    Ze względu na początkowe opóźnienia, związane z koniecznością wprowadzenia wspomnianych zmian konstrukcyjnych, USAF ostatecznie zażądały, w listopadzie 1971 roku, zwiększenia liczby maszyn przedseryjnych do sześciu – miało to pozwolić na przyśpieszenie programu prób w locie.

    Pierwszy, trwający 50 minut, lot F-5E (n/s 71-1417) odbył się 11 sierpnia 1972 roku, cztery miesiące przed pierwotnie przewidzianym terminem. Samolot wystartował z bazy Edwards, a pilotem był szef oblatywaczy Northropa, Hank Chouteau. Podczas prac nad samolotem pojawiły się również, ostatecznie rozwiązane, trudności związane z jednostkami napędowymi General Electric. Doprowadziły one jednak do wstrzymania, we wrześniu 1972 roku, rozpoczętego 18 sierpnia programu prób w locie. Wznowiono go dopiero w grudniu tego samego roku, po zmodyfikowaniu jednostek napędowych. Wprowadzone zmiany pociągnęły za sobą konieczność przeprowadzenia dodatkowych prób statycznych, co dodatkowo wpłynęło na opóźnienie formalnego przejęcia pierwszego samolotu przez USAF.

    Jakkolwiek nie sprawdziły się optymistyczne szacunki dotyczące kosztów zakupu F-5E, to ostatecznie, mimo ich przekroczenia, koszt zakupu jednego samolotu udało utrzymać na akceptowalnym poziomie – 2,1 mln USD, a cena okazała się być niższa, niż szacowały to z kolei USAF. Dla porównania, zgodnie z dokumentami DoD, cena samolotu F-4E Phantom II mniej więcej w tym samym czasie miała wynosić 3,7 mln USD za egzemplarz (choć równocześnie należy pamiętać, że część transakcji była subsydiowana a odbiorca płacił cenę niższą). Równocześnie, testy zmęczeniowe F-5E dowiodły, dużej żywotności samolotu, bowiem jesienią 1974 roku osiągnięto poziom 10000 godzin przekraczając dwuipółkrotnie zakładany czas życia samolotu.

    Tiger II spotkał się z ciepłym przyjęciem. Jak podkreślał sekretarz USAF, J. L. McLucas, samolot latem 1973 roku odnotował spektakularny debiut na salonie lotniczym w Paryżu, gdzie zaprezentowano dziesiątą maszynę seryjną, egzemplarz o numerze 70-1390. Jeszcze przed rozpoczęciem produkcji zebrano zamówienia na 450 maszyn. Nowy myśliwiec Northropa był formalnie promowany przez USAF jako maszyna przeznaczona w pierwszej kolejności do lokalnej obrony powietrznej, z możliwością zwalczania celów naziemnych, w praktyce był zaś lekkim myśliwcem wielozadaniowym.

    Nim, pod koniec 1973 roku, rozpoczęto dostawy seryjnych samolotów do klientów zagranicznych, pierwsza partia 10 seryjnych F-5E została dostarczona Tactical Air Command (TAC), które wraz z Air Training Command (ATC) było odpowiedzialne za szkolenie pilotów i personelu naziemnego państw kupujących Tigery II. Pierwszy F-5E został oficjalnie zaakceptowany przez USAF w kwietniu 1973 roku. Samoloty weszły do służby w 425th Tactical Fighter Training Squadron stacjonującym w bazie Williams, przy czym TAC postawiło wymóg dostarczenia 20 samolotów do października 1973 roku. Taki warunek podyktowany był chęcią szybkiego rozpoczęciem programu szkolenia pilotów przyszłych użytkowników samolotu.

   Pierwszym odbiorcą seryjnych F-5E stał się 425th Tactical Fighter Training Squadron USAF odpowiedzialny za szkolenie pilotów pochodzacych z państw nabywających Tigery II. Foto: USAF.

    Miesięczna produkcja seryjnych F-5E w 1973 roku wynosiła 15 maszyn. Dwa lata później, jej poziom zwiększył się do 18 samolotów miesięcznie.

    Przedseryjne F-5E posłużyły również do testów szeregu systemów. Wśród nich znalazł się m.in. system Laser Augmented Target Acquisition & Recognition (LATAR), składający się z laserowego podświetlacza celu oraz układu śledzącego plamkę lasera, a także systemu elektrooptycznego. W czasie testów LATAR zamontowano pod przednią częścią kadłuba samolotu. Do testów systemu posłużył trzeci egzemplarz F-5E noszący numer 71-1419. Ten sam samolot wykorzystywano do prób innych typów uzbrojenia, w tym pocisków powietrze–powietrze AIM-9 Sidewinder oraz powietrze–ziemia AGM-65 Maverick.

    F-5E dostarczane odbiorcom, czy to w ramach MAP, czy też za pośrednictwem FMS trafiały do miejsca przeznaczenia z pakietem pięciu pylonów (4 podskrzydłowe oraz jeden podkadłubowy), dwiema szynami dla pocisków AIM-9, które mocowane były na końcówkach skrzydeł, pojedynczym zbiornikiem dodatkowym paliwa o objętości 1003 litrów (ten podwieszany był na centralnym węźle podkadłubowym – była to istotna nowość w stosunku do F-5A, który na węźle centralnym mógł przenosić jedynie zbiorniki o pojemności 568 litrów) oraz zasobnikiem na wyposażenie wykorzystywanym przy przebazowaniu. Opcjonalne wyposażenie, pomijając możliwość instalacji wybranych systemów elektronicznych, obejmowało m.in. dodatkowe zbiorniki paliwa o objętości 1041 litrów(również mogły być przenoszone na centralnym węźle podwieszeń), 568 litrów lub 189 litrów czy sondę systemu tankowania w powietrzu przewodem giętkim. Co interesujące odrzucane pylony podskrzydłowe musiały być zamawiane oddzielnie, na podobnych zasadach jak uzbrojenie podwieszane.

F-5F - samolot, którego miało nie być

    Początkowo konstruktorzy Northropa zakładali, że do przeszkolenia pilotów F-5E wykorzystane zostaną samoloty F-5B. Stąd też nie zamierzano opracowywać dwumiejscowego wariantu Tigera II. Już po testach F-5E stało się jednak jasne, że różnice w osiągach Freedom Fightera i Tigera II są na tyle wyraźne, że szkolenie z wykorzystaniem F-5B może sprawić problemy przyszłym użytkownikom. Co więcej, również potencjalni odbiorcy zagraniczni zaczęli wyrażać potrzebę opracowania dwumiejscowego wariantu Tigera II. Stąd też, w kwietniu 1973 roku, ostatecznie rozpoczęto prace nad dwumiejscowym wariantem samolotu. W 1974 roku na jego opracowanie przeznaczono 3,1 mln USD. F-5F, bo takie oznaczenie otrzymała szkolno-bojowa wersja Tigera II, utrzymał pełne możliwości bojowe wariantu jednomiejscowego, a równocześnie mógł służyć jako samolot szkolenia zaawansowanego. Najbardziej rzucającą się w oczy różnicą między wersjami było wydłużenie kadłuba F-5F o 1066,8 mm w stosunku do F-5E. Było to związane z koniecznością pomieszczenia drugiej kabiny zajmowanej przez instruktora. Fotel tego ostatniego zamontowano z przewyższeniem 254 mm. Zmieniono również kształt samego dziobu.

    Siedzący w tylnej kabinie instruktor dysponował kompletem urządzeń sterowych oraz pozwalających na kontrolę pracy silników. W tylnej kabinie zdublowano także wyświetlacz radaru. Zajmujący drugą kabinę instruktor pozbawiony była natomiast celownika z przelicznikiem. Opcjonalnie, w miejscu drugiego fotela istniała możliwość zabudowy dodatkowego wyposażenia elektronicznego.

    W przypadku F-5F, ze względu na mniejszą objętość części dziobowej, konieczna stała się natomiast redukcja uzbrojenia lufowego, które składało się w tym przypadku z jednego -  lewoburtowego – działka M39 z zapasem 140 sztuk amunicji.

   Pierwszy prototyp F-5F sfotografowany w czasiejednego z lotów nad China Lake. Zwraca uwagę zestaw podwieszeń składający się z pocisków AIM-9J Sidewinder oraz AGM-65 Maverick, a także dodatkowych zbiorników paliwa. Foto: USAF

   Ze względu na większy ciężar nosowej części kadłuba konieczne było zastosowanie balastu w tylnej części kadłuba, umieszczonego przed dyszami wylotowymi silników. Pierwszy, prototypowy, F-5F (73-00899) odbył dziewiczy lot 25 września 1974 roku. Za sterami samolotu zasiadł Dick Thomas. Drugi egzemplarz F-5F (73-00890) oblatano jeszcze tego samego dnia. Obie maszyny przeszły następnie program testów oraz prób w locie. W roku następnym przyznano wart 49 mln USD kontrakt na dopracowanie samolotu. Sam prototyp trafił do bazy Edwards gdzie poddawany był dalszym próbom, w tym próbom korkociągu, które prowadzono w 1975 roku. Pierwsze seryjne samoloty F-5F wzniosły się w powietrze w kwietniu 1976 roku.

RF-5E Tigereye oraz Tigergazer

    W połowie lat siedemdziesiątych rozpoczęto opracowywanie rozpoznawczej odmiany F-5E. Początkowo zamierzano powielić koncepcję wymiennego „rozpoznawczego nosa” znaną z RF-5A, przy czym miał on zostać wyposażony w cztery kamery rozpoznawcze KS-121A formatu 70 mm mogące współpracować z obiektywami o ogniskowych 38,1 mm, 76,2 lub 152,4 mm. Te ostatnie były dobierane przed zadaniem w zależności od potrzeb i wybranego profilu misji. Okna kamer skierowane były do ukośnie do przodu oraz w dół i ukośnie na boki. Pracochłonność montażu i demontażu wspomnianego rozwiązania, wynosząca około 100 roboczogodzin, doprowadziła jednak do zmiany podejścia, choć pewna ilość takich wymiennych nosów miało zostać dostarczonych Arabii Saudyjskiej. Ostatecznie zdecydowano się na stworzenie dedykowanego wariantu rozpoznawczego.

   Prototyp rozpoznawczego RF-5E powstał w wyniku przebudowy seryjnego Tigera II o numerze 71-1420. Ten sam samolot, po zakończeniu programu testów i przywróceniu do pierwotnej postaci został sprzedany do Brazylii. Foto: USAF

   Głębsza ingerencja w konstrukcję samolotu miała zapewnić większe możliwości. Do prób wykorzystano seryjny egzemplarz Tigera II o numerze 71-1420, który wyposażono w nową, wydłużoną o 254 mm, nosową część kadłuba dostosowaną do montażu wyposażenia rozpoznawczego. Nowy wariant samolotu utrzymał możliwość przenoszenia podwieszeń analogicznych jak wersja myśliwska. Samoloty zatrzymały również uzbrojenie lufowe złożone z jednego działka M39. Przewidywano, że RF-5E będzie mógł zostać wykorzystany zarówno do prowadzenia misji rozpoznawczych w dzień i w nocy.

    Samolot miał z założenia charakteryzować się możliwością łatwej zmiany i doboru sprzętu rozpoznawczego ponad standardowy aparat KS-87B zamontowany w przedniej części nosa na specjalnych szynach umożliwiających demontaż. Prototyp miał otrzymać również zestaw czterech kamer KS-121A skierowanych w dół i na boki. Nie była to jednak jedyna możliwa konfiguracja. Ułatwieniem była tu większa objętość nowego dziobu wynosząca 0,736 m³ (9 razy więcej niż w przypadku RF-5A). Stąd też potencjalnym odbiorcom oferowano cały szereg opcji do wyboru. Proponowane zastawy wyposażenia zawierały m.in. kamerę panoramiczną do zdjęć ze średniej wysokości KA-95B, kamerę panoramiczną KA-56E do zdjęć z małej wysokości oraz liniowy skaner podczerwieni RS-710E i kamerę KS-87B lub kamerę panoramiczną KA-56E do zdjęć z małej wysokości, kamerę panoramiczną KA-93B6 o kącie widzenia 175 stopni (umożliwiającą wykonywanie zdjęć na wysokości od około 3000 m do 15000 m), albo kamerę KS-108 lub KS-147A LOROP do zdjęć z dużej odległości. Rozważano również przygotowanie zestawów zawierających inne sensory, takie jak kamery FLIR czy radar obserwacji bocznej.

   Dostęp do aparatury rozpoznawczej zapewniała umieszczona pod częścią nosową, uchylana na prawa stronę, pokrywa głównego luku wyposażenia oraz cztery mniejsze luki, rozmieszczone parami na burtach nosa. Główny luk aparatury rozpoznawczej miał długość 1,525 m. Ukształtowanie jego głównej pokrywy w kształcie litery V oraz oszklenie, zapewniały kamerom pole widzenia wynoszące 190 stopni.

   Po uzyskaniu aprobaty rządu USA, w marcu 1978 roku rozpoczęto formalnie realizację programu budowy rozpoznawczej wersji F-5E. Zgodnie z planem samolot miał być gotowy  w ciągu 12 miesięcy. Ostatecznie jednak zadanie zostało zrealizowane przed terminem. Prototyp nowego wariantu F-5 oblatano 29 stycznia 1979 roku. Próby w locie prowadzono w bazie Edwards. Następnie RF-5E został zaprezentowany na salonie lotniczym w Paryżu. Samolot, który otrzymał nazwę Tigereye, nie cieszył się jednak wielkim powodzeniem wśród nabywców. Winę za taki stan rzeczy miała ponosić w dużej mierze cena, wyższa o 50% w stosunku do podstawowego wariantu F-5E.

  Pierwsze dwie maszyny zostały dostarczone Malezji w 1983 roku. Były to samoloty o numerach 80-0333 i 80-0334. Dziesięć kolejnych RF-5E odebrała zaś Arabia Saudyjska. W tym przypadku były to maszyny o numerach od 84-0194 do 84-0203. Dostawy tych ostatnich, będących zarazem ostatnimi nowo wyprodukowanymi RF-5E trwały między 1985 a 1986 rokiem. Tym samym produkcja zakończyła się na 12 egzemplarzach.

   Do wariantu rozpoznawczego przebudowano również 7 maszyn tajwańskich oraz 8 singapurskich. Konwersję tych ostatnich przeprowadzono w 1994 roku, zaś dostawy przebudowanych maszyn Sił Powietrznych Republiki Chin rozpoczęto w 1997 roku. W tych dwóch przypadkach za projekt przebudowy odpowiadała jednak singapurska firma Singapore Technologies Aerospace (STAero), a samoloty przebudowywano z F-5E. Przebudowane samoloty podano modyfikacji dziobowych części kadłuba, które wydłużono o 203 mm. Z maszyn zdemontowano radary AN/APQ-159 oraz jedno z działek M39. Dodano natomiast balast w tylnej części kadłuba, między silnikami. Miał on na celu zrównoważenie większego ciężaru nosa. Ten ostatni otrzymał sześć okien dla kamer rozpoznawczych, skierowanych do przodu, w dół i na boki. STAero przewidziało możliwość instalacji różnych kombinacji kamer KA-95, KA-87, RS710 oraz Type 900.

 Dobrze widoczne okna kamer rozpoznawczych malezyjskiego RF-5E.  Foto: Northrop Grumman

    Na marginesie należy zauważyć, że po zakończeniu testów prototyp RF-5E został przebudowany do podstawowej konfiguracji myśliwskiej, a następnie sprzedany do Brazylii.

Warianty niewdrożone do produkcji lub modernizacji seryjnej oraz maszyny doświadczalne

    Ponieważ F-5E okazały się być wyjątkowo podatne na modernizację, już po zakończeniu produkcji pojawiło się szereg ofert zwiększających możliwości samolotu. O ile te zrealizowane zostaną opisane przy okazji opisu użytkowników samolotu, o tyle w tym miejscu przybliżymy modernizacje pozostałe na etapie prototypu bądź projektu, a także doświadczalny Shaped Sonic Boom Demonstrator.

F-5E Tiger IV

    Niezrealizowaną seryjnie ofertą modernizacji pozostał powstały w 1995 roku, jedynie w formie prototypu, Tiger IV. Maszyna powstała w wyniku przebudowy samolotu należącego do US Navy. Oferta przygotowana przez producenta samolotu była kompleksową propozycją modernizacji, zakładającą zarówno przedłużenie okresu eksploatacji samego płatowca, jak i zasadniczą odnowę systemów elektronicznych. W programie uczestniczyć miały również, w roli podwykonawców, firmy Bristol Aerospace of Canada, Samsung oraz CASA.

    Zmodernizowany samolot otrzymał stację radiolokacyjną Westinghouse AN/APG-66(V)3, o zdecydowanie lepszych parametrach niż starsze radiolokatory AN/APQ-153/157/159. W porównaniu do wariantu zastosowanego na F-16A/B radiolokator AN/APG-66(V)3 posiadał zmniejszoną antenę, dopasowaną do średnicy nosa F-5E. Ponieważ samo ograniczenie rozmiarów anteny nie umożliwiło od razu instalacji nowego radiolokatora, dodatkowo zdecydowano się na przemodelowanie nosa maszyny - został on wydłużony o 50 mm. Samą stację przesunięto zaś nieco do tyłu. Radar AN/APG-66(V)3 dysponować miał zasięgiem wykrycia celu wielkości myśliwca kształtującym się na poziomie 46-56 km, możliwością śledzenia 10 celów oraz wykrywania obiektów latających na tle ziemi.

    Tiger IV otrzymał „szklany kokpit” z wyświetlaczami wielofunkcyjnymi firmy Honeywell, nowy szerokokątny HUD firmy GEC-Marconi oraz nowe komputery pokładowe (danych aerodynamicznych i modułowy komputer misji.) Te ostatnie dostarczyła firma AlliedSignal Controls and Accessories. Nowym wyposażeniem były również system nawigacji inercyjnej firmy Honeywell oparty na żyroskopach laserowych (z możliwością sprzężenia go z systemem GPS), radiowysokościomierz wyprodukowany przez Navcom Defense Electronics, systemy zarządzania uzbrojeniem firmy Moog Esprit Technology oraz radiostacje Rockwell Collins. W skład dodatkowego wyposażenia kokpitu wchodziły także systemy rejestracji danych i obrazu firm TEAC America oraz Teledyne Systems. Wyposażenie kokpitu zostało zaaranżowane zgodnie z założeniami filozofii HOTAS. Na samolocie zabudowano również pokładową wytwornicę tlenu firmy Litton oraz nowy fotel wyrzucany Martin-Baker Mk-10LF. Zakładano również możliwość dalszego wzbogacenia wyposażenia np. o zasobniki nawigacyjno-celownicze Rafael Litening lub Thomson-CSF Atlis, zaawansowane systemy samoobrony (m.in. systemy ostrzegające przed opromieniowaniem przez radary przeciwnika Dassault Electronique EWS-A), a także zintegrowanie pocisków powietrze-powietrze średniego zasięgu. Aby pomieścić nowe wyposażenie musiano zrezygnować z jednego z działek M39, co było zabiegiem często stosowanym przy modernizacjach F-5E. Wraz z programem modernizacji promowano również niektóre nowe systemy uzbrojenia, takie jak np. zdalnie kierowane bomby PGM-500 oferowane przez GEC-Marconi czy zasobniki szybujące AFDS.

  Przygotowana przez firmę Northrop Grumman propozycja modernizacji F-5E znana jako Tiger IV nie znalazła ostatecznie odbiorców i pozostała jedynie na etapie prototypu. Firma wciaż jednak uczestniczy w procesie wsparcia eksploatacji oraz modernizacji Tigerów II. Foto: Northrop Grumman

    Po przeprowadzeniu prób maszyna, która posłużyła do budowy prototypu Tigera IV, w związku z brakiem zamówień, została przywrócona do pierwotnej postaci i zwrócona US Navy w 1998 roku. 

TF-5 Super Talon II

    Stosunkowo nieduża liczba egzemplarzy (w porównaniu do liczby wyprodukowanych F-5E) Tigerów wyprodukowanych w wariancie dwumiejscowym oraz popyt na samoloty szkolenia zaawansowanego i konwersji spowodował, że założona przez byłych pracowników Northropa kalifornijska firma Tiger Century Aircraft (TCA), zaproponowała przebudowę F-5E na samoloty dwumiejscowe. W celu realizacji swoich planów, TCA nawiązało współpracę z tajwańskim Aerospace Industrial Development Corporation (AIDC), przy czym nie był to pierwszy przypadek współpracy obu firm. Wcześniej TCA i AIDC współpracowały przy opracowaniu, odrzuconej ostatecznie przez Siły Powietrzne Republiki Chin (RoCAF), propozycji modernizacji awioniki tajwańskich Tigerów II w ramach programu program Tiger 2000/2001. Nie bez znaczenia była tu możliwość sięgnięcia po znaczną liczbę tajwańskich F-5E, które chciano wykorzystać przy przebudowie. Obie firmy zamierzały m.in. zainteresować konwersją RoCAF. Poza tym ofertę skierowano do innych potencjalnych odbiorców, zarówno dotychczasowych użytkowników F-5E/F, np. Brazylii, jak i do państw przejawiającej zainteresowanie nabyciem samolotów szkolenia zaawansowanego (w tym ostatnim gronie znajdowała się w tym czasie również Polska).

    W 2005 roku obie firmy ogłosiły chęć przygotowania, do drugiego kwartału 2006 roku, pary demonstratorów TF-5. Miały one powstać w wyniku przebudowy samolotów, które zamierzano wypożyczyć z RoCAF. Negocjacje dotyczące wypożyczenia samolotów prowadziło AIDC. Przedstawiciele TCA zapewniali o zgromadzeniu funduszy niezbędnych na przeprowadzenie stosownych prac. Plany te ostatecznie nie zostały jednak zrealizowane. Wcześniej TCA informowało również o wsparciu dla programu, którego udzielić miał oryginalny producent samolotu, firma Northrop (a właściwie Northrop Grumman). Koncern miał dostarczać nowe, dwumiejscowe, przednie części kadłuba, a także opracować program wyzerowania resursu samolotów.

   Proponowane przez TCA zmiany były bardzo poważne. Wymianie, co oczywiste, miały podlegać całe przednie części struktury kadłuba z dwumiejscową kabiną załogi i podniesionym, w stosunku do oryginalnej wersji dwumiejscowej, fotelem instruktora. TF-5 miał otrzymać nowy krótszy nos. Program przebudowy obejmować miał również instalację automatycznych klap manewrowych, instalację nowych systemów pokładowych, wymianę skrzydeł oraz remont pozostałych części płatowca, a także instalację nowej awioniki dostarczonej przez CMC Electronics. Super Talon II miał mieć poprawione charakterystyki lotu na dużych kątach natarcia, a także lepsze charakterystyki startu i lądowania. Prędkość maksymalna miała zostać zredukowana z 1,6 do 1,4 Ma. Prezentowane wizje ogólnie rzecz ujmując przedstawiały samolot różniący się dość istotnie, szczególnie przednią częścią kadłuba, od F-5F.

    Według informacji prezentowanych przez prasę koszty konwersji F-5E na TF-5 miały kształtować się poziomie ok. 6 mln USD. Przy czym, sam zakup używanego F-5E oceniono na koszt rzędu 1 mln USD, natomiast wyzerowanie resursu wraz z wymianą przedniej części kadłuba, podłużnicy grzbietowej, montażem nowych skrzydeł i usterzenia poziomego) wiązałoby się z koniecznością wydania 2,5 mln USD. Koszt w pełni wyposażonego samolotu z wyzerowanym resursem miał wynosić ok 10 mln USD. W przypadku zawarcia kontraktu, pierwsze maszyny mogłyby być dostarczone w ciągu dwóch lat. Koszt godziny lotu TF-5 szacowano na około 2600 USD. Jak już jednak zaznaczono TF-5 pozostał jednak jedynie na etapie projektu.

Shaped Sonic Boom Demonstrator

    Pojedynczy egzemplarz F-5E należący wcześniej do US Navy został również przebudowany, w celach doświadczalnych, w ramach programu Quiet Supersonic Platform prowadzonego przez DARPA. Celem programu były badania nad możliwością redukcji grzmotu towarzyszącego przekroczeniu bariery dźwięku. Pomóc temu miało specyficzne ukształtowanie kadłuba zmodyfikowanego F-5E. Samolot określany mianem Shaped Sonic Boom Demonstrator został przebudowany przez firmę Northrop Grumman, a do pierwszego lotu doszło 24 lipca 2003 roku. W trakcie tury lotów badawczych, które nastąpiły w sierpniu tego samego roku, porównywano m.in. rezultaty uzyskiwane przez SSBD i standardowy F-5E należący do VFC-13. W efekcie potwierdzono, że grzmot dźwiękowy towarzyszący przekraczaniu bariery dźwięku przez SSBD został znacznie zredukowany. Kolejną turę lotów próbnych, w celu zebrania dodatkowych danych, przeprowadzono w styczniu 2004 roku. Po zakończeniu programu badawczego doświadczalny samolot trafił do jednego z amerykańskich muzeów.

F-5E, podobnie jak wcześniej F-5A, stał się rowneiż bazą do powstania konstrukcji doświadczalnej. W tym przypadku był to Shaped Sonic Boom Demonstrator. Foto: NASA/Carla Thomas

Opis techniczny F-5E

    F-5E jest jednomiejscowym, dwusilnikowym, ponaddźwiękowym lekkim wielozadaniowym samolotem myśliwskim. Konstrukcja F-5E/F jest analogiczna jak w przypadku starszych wersji. Samolot został zoptymalizowany do walki powietrznej na wysokościach od 0 do 10675 m, w przedziale prędkości od 0,4 Ma do 0,95 Ma.

   Kadłub o konstrukcji półskorupowej, zbudowany został w większości ze stopów aluminium, poza tym w jego konstrukcji wykorzystano stopy stali i tytanu. Samolot zaprojektowany został zgodnie z regułą pól. Przednia cześć kadłuba ma obrys owalny, jej część dziobowa mieści wyposażenie elektronicznego z radarem włącznie oraz komorę uzbrojenia lufowego, z jednym lub dwoma działkami (w zależności od wersji) oraz skrzynkami amunicyjnymi. Za stacją radiolokacyjną, poniżej komory działek, umieszczono wnękę podwozia przedniego. W dalszej części kadłuba umieszczono hermetyczną klimatyzowaną kabinę (dwuosobową z miejscami w układzie tandem w przypadku wersji F-5F). Kabina została wyposażona w dwuczęściową osłonę, z jednoczęściowym wiatrochronem i otwieraną do góry do tyłu osłoną. Wiatrochron jest odchylany do góry dla ułatwienia dostępu do wyposażenia elektronicznego kokpitu w trakcie ewentualnych napraw czy prac serwisowych. W przypadku wersji F-5F osłona kabiny jest trzyczęściowa, z oddzielnymi osłonami każdej z kabin. Kabina pilota (pilotów) mogła być wyposażona była fotele katapultowane kilku typów, były to między innymi dwa warianty foteli produkowanych przez firmę Northrop, oznaczane jako Standard lub Improved. Te pierwsze umożliwiały katapultowanie przy prędkościach od 225 km/h na dowolnej wysokości lotu. W przypadku foteli Improved katapultowanie było możliwe przy prędkościach od 92,6 km/h na dowolnej wysokości lotu. Część wyprodukowanych maszyn,  jak. np. irańskie, miała też otrzymać fotele klasy 0-0 firmy Martin Baker Mk IRQ7A.W samolotach późniejszych serii montowano również produkowane na licencji firmy Martin-Baker fotele Stencel S-III-S-3 (klasa 0-0). Sama osłona kabiny przechodzi w grzebień ciągnący się do statecznika pionowego. W sytuacjach awaryjnych osłona może być odrzucana. Standardowa procedura katapultowania zakładała odrzucenie osłony przed katapultowaniem, choć fotel mógł również zostać odpalony przez osłonę. Za fotelem pilota umieszczono przedział mieszczący część wyposażenia awionicznego. W dolnej części kadłuba, w okolicy kabiny, umieszczono chowany stopień ułatwiający wsiadanie do kabiny.

    Tylna cześć kadłuba samolotu ma konstrukcję skrzynkową. Utworzona została wokół tunelów dolotowych powietrza do silników. Boczne, stałe wloty powietrza do silników zostały powiększone w stosunku do zastosowanych na Freedom Fighterze. Zmieniono również ich obrys na bliższy prostokątnemu. Wloty powietrza umieszczone zostały na wysokości końca kabiny pilota, bądź kabiny instruktora w przypadku wersji F-5F. Wloty powietrza wyposażone są w prostokątne oddzielacze warstwy przyściennej. Przy wlotach umieszczono chowane reflektory wykorzystywane w trakcie lądowania i kołowania. Tunele wlotowe powietrza przechodzą w umieszczone w tylnej części kadłuba komory jednostek napędowych. W tylnej części kadłuba, za krawędzią spływu skrzydła, znajdują się dodatkowe wloty powietrza do silników zamykane żaluzjami. Wloty te wykorzystywane są w trakcie startu i lądowania oraz lotu z małymi prędkościami kiedy jednostki napędowe wymagają zwiększonego wydatku powietrza (powiększone wloty powietrza gwarantowały zwiększenie przepływu powietrza z 19,976 do 23,608 kg/s). Stopień otwarcia wspomnianych wlotów jest regulowany automatycznie na podstawie danych pochodzących z centralnego komputera danych aerodynamicznych. Wloty po starcie są zamykane przy prędkości 454–491 km/h, przy lądowaniu są zaś otwierane przy prędkości 426-444 km/h.  Na bokach tylnej części kadłuba, w jego dolnej części, umiejscowiono płytowe usterzenie poziome.

    Zmiana jednostek napędowych pociągnęła za sobą konieczność przeprojektowania kadłuba. Doprowadziło to do zwiększenia jego długości o 381 mm oraz szerokości o 406 mm.

    Charakterystyczną cechą późnoseryjnych Tigerów II stały się powiększone pasma u nasady skrzydła oraz charakterystyczne spłaszczenie dziobowej części kadłuba. Obie modyfikacje miały przyczynić się do poprawy zachowania się maszyny w lotach na dużych kątach natarcia. Foto: Michał Gajzler/Dziennik Zbrojny

    Samolot otrzymał skrzydła o obrysie trapezowym i umiarkowanym skosem, zerowym wzniosie i kącie zaklinowania. Skrzydła mają konstrukcję półskorupową. Pokrycie płata wytwarzane było z wykorzystaniem frezowania chemicznego. Na dolnej powierzchni oraz na końcach skrzydeł znajdują się węzły podwieszeń. Na krawędzi natarcia skrzydła, na całej jego długości zamontowano klapy manewrowe o konstrukcji przekładkowej. Zarówno klapy na krawędzi natarcia jak i zajmujące 50% rozpiętości skrzydła szczelinowe klapy na krawędzi spływu są napędzane elektrycznie. Klapy na krawędzi natarcia skrzydła mogły być wychylane o maksymalnie 24 stopnie, podczas gdy klapy na krawędzi spływu o 20 stopni, przy czym stosowane mogły być, przy takich wychyleniach, do startu i lądowania, lub tez przy manewrowaniu z prędkością poniżej 370,4 km/h. Typowe ustawienia klap na krawędzi natarcia i krawędzi spływu w przypadku walki powietrznej z prędkościami do 463 km/h wynosiły odpowiednio 18 i 16 stopni, zaś przy prędkościach powyżej 463 km/h – odpowiednio 12 i 8 stopni. W zależności od podwariantu samoloty mogły dysponować systemem klap manewrowych lub w pełni automatycznym systemem klap. W pierwszym przypadku, wychyleniem klap zarządzał centralny komputer danych aerodynamicznych wybierając jedno z trzech ustawień, gdy było to pożądane przez pilota. W drugim przypadku centralny komputer danych aerodynamicznych zarządzał wychyleniem klap automatycznie, od startu do lądowania, choć na wypadek lotów na przebazowanie zalecano dezaktywowanie systemu. Lotki rozmieszczone zostały na połowie rozpiętości skrzydła charakteryzują się małą rozpiętością i dużą cięciwą. Profil skrzydła u nasady to NACA 65A004.8, zaś w pozostałej jego części NACA 64A004.8. Powierzchnia skrzydeł została zwiększona z 15,79 m² w przypadku F-5A do 17,28 m² w przypadku F-5E.

    Samolot wyposażono w usterzenie klasyczne, składające się z dużego statecznika pionowego, o obrysie trapezowym, ze sterem kierunku o konstrukcji przekładkowej oraz płytowego usterzenia poziomego o niewielkim wzniosie ujemnym. Statecznik pionowy, o konstrukcji półskorupowej, jak i stateczniki poziome, o konstrukcji jednodźwigarowej, przekładkowej, zbudowane zostały z duraluminium. Wychylenia steru kierunku i stateczników poziomych realizowane jest przez siłowniki hydrauliczne. Na części samolotów na czubku statecznika pionowego znajduje się charakterystyczna pozioma osłona mieszcząca antenę systemu ILS. W dolnej części kadłuba, między skrzydłami, umiejscowione zostały hamulce aerodynamiczne. Mają one postać dwóch wychylanych płyt. Dzięki szerszemu kadłubowi można było rozmieścić je szerzej, niż miało to miejsce w przypadku F-5A/B. W przypadku, gdy centralny węzeł podkadłubowy nie jest zajęty, hamulce mogą być wychylane o 45 stopni. W przeciwnym wypadku ich wychylenie jest ograniczone do 30 stopni. Pod statecznikiem pionowym, nad silnikami, znajduje się pojemnik spadochronu hamującego. Pod tylną częścią kadłuba zainstalowano hak hamujący. Spadochron hamujący ma średnicę 4,575 m.

    F-5E/F został wyposażony w podwozie trójpodporowe z kołem przednim. Zespoły podwozia są jednogoleniowe, wyposażone w wewnętrzne amortyzatory olejowo-azotowe. Podwozie przednie z golenią dwupołożeniową jest chowane do wnęki w przedniej części kadłuba. Goleń składa się do przodu. Dwupołożeniowa, automatycznie skracana w trakcie chowania, goleń podwozia przedniego pozwala na zwiększenie kąta natarcia przy starcie samolotu o 3,3 stopnia, co przekłada się na wzrost siły nośnej i skrócenie rozbiegu. Dwupołożeniowy amortyzator pozwala na wydłużenie goleni o 292,4 mm. Podwozie główne chowane jest w stronę linii symetrii maszyny, przy czym golenie mieszczą się we wnękach skrzydłowych natomiast koła podwozia we wnękach w kadłubie. Osłony podwozia dwuczęściowe. Sterowanie kołem przednim odbywa się za pomocą instalacji hydraulicznej. Bezdętkowe koła podwozia głównego zostały wyposażone w hamulce tarczowe. Rozstaw podwozia wynosi 4,67 m.

   Napęd samolotu stanowią dwa jednoprzepływowe, jednowałowe silniki odrzutowe J85-GE-21 o ciągu 15,60 kN bez dopalania i 22,29 kN z dopalaniem każdy. Wspomniany wariant jednostek napędowych wyposażono w nowe dziewięciostopniowe sprężarki połączone z dwustopniową turbiną. Do budowy sprężarek wykorzystano głównie tytan. Stopień otwarcia dyszy wylotowej regulowany jest przez system kontroli temperatury gazów wylotowych. Jednostki napędowe wyposażono w oddzielne instalacje olejowe. Od przekładni zblokowanych z silnikami, a umieszczonych przed i pod nimi napędzane są pompy instalacji hydraulicznej oraz generatory elektryczne prądu zmiennego.

    Wspomniane jednostki napędowe charakteryzują się stosunkowo niewielkimi wymiarami – ich długość to 2585 mm, a średnica to 533 mm. Masa suchego silnika to 310 kg. Stosunek ciągu do masy silników wynosił 7,4:1. Silniki J85 cechują się dość wysokim zużyciem paliwa, jednak jest to typowe dla silników tego rodzaju, należy dodać, że zostało ono obniżone w porównaniu do poprzedniej wersji. Rozruch silników następuje z wykorzystaniem pneumatycznego rozrusznika. Wloty powietrza jednostek napędowych odladzane są z wykorzystaniem gorącego powietrza odprowadzonego ze sprężarki. Powietrze ze sprężarki służy także do usuwania mgły z wiatrochronu i osłony kokpitu. Jednostki napędowe można w zasadzie uznać za bezdymowe.

   Na powyższym zdjęciu łatwo również zauważyć przyczynę wprowadzenia ograniczenia wychylenia hamulców aerodynamicznych w przypadku przenoszenia podkadłubowego zbiornika paliwa. Foto: Michał Gajzler/Dziennik Zbrojny

    Silniki zasilane są z oddzielnych dla każdego z silników, instalacji paliwowych. Przy czym istnieje możliwość połączenia wspomnianych układów aktywowana przez pilota. Zbiorniki posiadają również półautomatyczny system równoważenia ilości paliwa. Jego wykorzystanie jest konieczne praktycznie w każdym locie, ze względu na różnice w objętości zbiorników paliwa zasilających prawy i lewy silnik. Zbiorniki paliwa, są elastyczne, impregnowane gumą, wyposażone w systemy przeciwwybuchowe oraz przeciwpożarowe. Umiejscowiono je w kadłubie za przedziałem awioniki mieszczącym się za kokpitem. Ciągną się one aż do krawędzi natarcia statecznika pionowego. Łączna pojemność zbiorników kadłubowych to 2563 litry. Lewy silnik zasilany jest w paliwo z przedniego zbiornika o pojemności 1120 litrów, prawy silnik zasilany jest natomiast z mieszczącego 803 litry zbiornika środkowego oraz tylnego zbiornika, który mieści 640 litrów. Objętość wewnętrznych zbiorników paliwa F-5E była większa o 325,5 litra w stosunku do objętości zbiorników wewnętrznych F-5A. Samolot był w stanie zabrać w zbiornikach wewnętrznych 1979,44 kg paliwa lotniczego. Istnieje możliwość przenoszenia do trzech zbiorników dodatkowych mieszczących po 1041 litrów. Paliwo ze zbiorników dodatkowych jest przetaczane do wewnętrznej instalacji paliwowej dzięki powietrzu z dziewiątego stopni sprężarek silników. Samolot wyposażono w centralny wlew paliwa. Na części samolotów montowana była, często w wyniku modernizacji, instalacja do tankowania w powietrzu ze stałą sondą do tankownia przewodem giętkim. Sonda montowana była po prawej stronie kadłuba przed kabiną pilota. W momencie wprowadzenia do służby standardowym paliwem dla silników J85-GE-21 stosowanych na F-5E/F było paliwo JP-4 (NATO F-40) lub JET A-1 w/FSII (NATO F-34). W sytuacjach awaryjnych wykorzystane mogło zostać również paliwo JP-5 (NATO F-44) lub JET A-1 w/o FSII (NATO F-35).

   W pierwotnej wersji wyposażenie awioniczne F-5E umożliwia loty bez widoczności ziemi jednak nie w każdych warunkach atmosferycznych. W przypadku samolotów modernizowanych możliwości te były często poszerzane.

    Wyposażenie elektroniczne składa się m.in. z radaru Emerson AN/APQ-153 w przypadku starszych samolotów wersji E lub AN/APQ-157 w przypadku starszych maszyn należących do wersji F. W samolotach należących do późniejszych serii produkcyjnych oraz maszynach modernizowanych, instalowano różne warianty stacji radiolokacyjnej AN/APQ-159(V). W późniejszym okresie, w przypadku kilku przeprowadzonych lub proponowanych programów modernizacyjnych, na Tigerach instalowano, bądź proponowano również instalację innych stacji radiolokacyjnych.

   Drugi prototyp F-5E. Dobrze widoczna przednia goleń podwozia w pozycji do startu. Łatwo zauważalne są również inne charakterystyczne cechy F-5E odróżniające go od wcześniejszych wariantów myśliwca, jak powiększone wloty powietrza do silnika, czy możliwość przenoszenia zbiornika paliwa o pojemności 1041 litrów pod centralnym węzłem podkadłubowym. Foto: USAF.

   Pierwszy z wymienionych radiolokatorów, AN/APQ-153, to lekka stacja radiolokacyjna, zastosowana jak wspomniano na wczesnych F-5E. Radar pracuje w paśmie I i umożliwia poszukiwanie, automatycznego śledzenie i podświetlanie celu. Może również wspomagać pilota w trakcie prowadzenia ognia z działek podając np. dane o odległości do celu. Radiolokator składa się z jednostki antenowej, nadawczo-odbiorczej, a także jednostki centralnej oraz wskaźnika zobrazowania wskazań (ma on przekątną ekranu wynoszącą 127 mm) i zespołu kontrolnego w kabinie pilota. Cały radar charakteryzuje się niewielką masą,  około 50 kg. Radar wyposażono w antenę paraboliczną o wymiarach 300x400 mm i polaryzacji poziomej. Zasięg maksymalny radiolokatora w trybie poszukiwania celu przekracza 37 km. Zasięg w trybie śledzenia to około 20 km. Kąty obserwacji w trybie poszukiwania celu to ok. ±45 stopni.

    AN/APQ-157 to wariant stacji radiolokacyjnej AN/APQ-153 stosowany na F-5F. Od AN/APQ-153 odróżnia go przystosowanie do zabudowy i wykorzystania na maszynie dwumiejscowej, z umożliwieniem korzystania z jego dobrodziejstw przez obu członków załogi, poprzez zastosowanie dwóch wskaźników zobrazowania wskazań i zespołów kontrolnych, po jednym w przedniej i tylnej kabinie. AN/APQ-157 posiada tryby pracy i osiągi podobne jak w przypadku AN/APQ-153. Nieco większa jest jednak jego masa, wynosząca 64kg.

    Stacja radiolokacyjna AN/APQ-159(V) została na bazie wcześniejszych urządzeń AN/APQ-153 i AN/APQ-157. Charakteryzuje się ona nowszymi rozwiązaniami technicznymi (nowe procesory, antena itd.) oraz lepszymi osiągami, a przede wszystkim zdecydowanie większą niezawodnością. Wersje (V)1 i (V)2, przeznaczone odpowiednio dla F-5E i F-5F, dostosowano do współpracy z pociskami Maverick. Samoloty posiadające wspomniane radiolokatory zostały wyposażone w wyświetlacze telewizyjne. Wersje (V)3 i (V)4 optymalizowane są do trybu powietrze-powietrze a samoloty z zabudowanymi radiolokatorami w tych wersjach otrzymywały wskaźniki DVST.

    Najnowszym wariantem stacji radiolokacyjnej AN/APG-159 jest pracujący w paśmie I/J radar AN/APG-159(V)5. Przy jego projektowaniu postawiono sobie za cel jak najmniej zmian, jeśli chodzi o wymiary i masę podzespołów, aby ułatwić modernizację już wyprodukowanych samolotów. Czas bezawaryjnej pracy zwiększono się z 62 godzin dla AN/APG-153 do 127 godzin, później zaś do poziomu 150 godzin. Zwiększono również, w stosunku do wcześniejszych wariantów radiolokatora, zasięg wykrycia celu. W przypadku (V)5 wynosi on dla celu wielkości F-16 około 34 km, zasięg śledzenia dla takiego obiektu wynosi około 22 km. W późniejszych latach prowadzono również prace nad kolejnym wariantem radaru, oznaczonym jako AN/APG-159(V)7, w którym zamierzano ponownie zwiększyć niezawodność i osiągi, w szczególności w przypadku trybu powietrze-ziemia. Wersja ta nie weszła do produkcji. Stacje serii AN/APQ-159 od wersji (V)1 do (V)5 zainstalowano na ponad 550 samolotach służących w 15 krajach. Radary AN/APQ-159(V)5 posiadały m.in. samoloty należące do US Navy i USAF.

    Początkowo F-5E otrzymywały również celowniki żyroskopowe General Electric ASG-29 ze współpracującą z nim kamerą KB-26A. W późniejszym okresie zostały one zastąpione przez bardziej zaawansowane celowniki ASG-31 z przelicznikiem. Te ostatnie przy wyliczaniu poprawek współpracowały z radarem oraz centralnym komputerem danych aerodynamicznych i systemem nawigacji.

    Do podstawowego wyposażenia elektronicznego F-5E/F należą również odbiornik systemu nawigacji obszarowej TACAN AN/ARN-56 dostarczony przez Hoffman Electronics (alternatywnie stosowano także odbiorniki systemu TACAN AN/ARN-118 lub ARM-84 charakteryzujące się większym zasięgiem) oraz transponder radarowy SST-181 (opcjonalnie), radiostacje  AN/ARC-150 lub AN/ARC-164, radionamiernik AN/ARA-50 UHF/ADF, transponder IFF AN/APX-72, interkom AN/AIC-18 lub AN/AIC-25 oraz centrala danych aerodynamicznych. Wyposażenie samolotów dostarczanych poszczególnym odbiorcom mogło się ponadto różnić, ze względu na ich wymagania. Stąd część maszyn miała instalowany np. system VOR/ILS czy systemy ostrzegające przed opromieniowaniem radarem. Na życzenie odbiorcy F-5E/F mogły zostać również wyposażone w systemy nawigacji inercyjnej, np. AN/ASN-117 (na części samolotów z partii numerach od 73-0933 do 73-0990 dostarczonych do Iranu), czy radiostacje VHF. Różnice mogły dotyczyć także zastosowanych wysokościomierzy, ponieważ instalowano urządzenia typu AAU-7/A lub AAU-19/A. Samoloty doposażano również w różnego rodzaju systemy w trakcie eksploatacji. Bardziej szczegółowe dane dotyczące wyposażenia samolotów poszczególnych użytkowników Tigerów II przedstawiono w dalszej części tekstu.

    F-5E/F wyposażono w instalacje hydrauliczne o ciśnieniu roboczym 20,6 MPa. Są to instalacje dwukanałowe z niezależnymi obwodami. Napędzają one stery wysokości i kierunku, hamulce aerodynamiczne, instalację wciągania i wypuszczania podwozia. Umożliwiają także sterowanie podwoziem przednim oraz zasilają układ hamulcowy podwozia głównego, dwupołożeniową goleń podwozia oraz deflektory wykorzystywane w czasie strzelania z działek.

   F-5E/F dostosowano również do przenoszenia systemu A/A37U-15 Dart wykorzystywanego do strzelań ćwiczebnych. Foto: USAF

    W skład instalacji elektrycznej wchodzą dwa alternatory o mocy 13/15 kVA. Dostarczają one prąd trzyfazowy o napięciu 115/220V i częstotliwości 320-480Hz. Moc każdego z alternatorów z osobna pozwala na zaopatrzenie samolotu w energię elektryczną. Generatory napędzane są od przekładni współpracujących z silnikami i pracują niezależnie. Prąd stały o napięciu 24-32 V dostarczają dwie przetwornice. Dodatkowo samolot posiada baterię niklowo-kadmową o pojemności 11Ah dostarczającą prąd o napięciu 24V. Układa elektryczny zasila awionikę, układ sterowania klapami, uzbrojenie oraz oświetlenie zewnętrzne i wewnętrzne. Samoloty standardowo wyposażano w instalację tlenową (LOX) z butlą o pojemności 5 litrów. 

    Uzbrojenie stałe F-5E stanowią dwa jednolufowe 20 mm działka M39, o szybkostrzelności 1500 strz./min, umieszczone w nosie kadłuba. Uzbrojenie podwieszane może być przenoszone na siedmiu węzłach podwieszeń, tj. 2 na końcach skrzydeł, 4 podskrzydłowych oraz centralnym węźle podkadłubowym. Ten ostatni został nieco przesunięty ku tyłowi w stosunku do F-5A. Uzbrojenie podwieszane Tigera II stanowić mogły początkowo pociski powietrze – powietrze AIM-9J oraz J-1 (czyli inaczej N) ale także wcześniejszych wersji AIM-9B i E, powietrze – ziemia AGM-65 (o ile takie było wymaganie użytkownika), zasobniki z rakietami niekierowanymi - LAU-3/A, LAU-3A/A, LAU-3A/B, LAU-60/A, LAU-68A/A, LAU-68B/A, klasyczne bomby Mk82, Mk84, bomby kasetowe CBU-24B/B, CBU-49B/B, CBU-52B/B, CBU-58/B, CBU-71/B, bomby zapalające BLU-1/B, BLU-1B/B, BLU-1C/B, BLU-27/B, BLU-27A/B, BLU-27B/B, BLU-27C/B, BLU-32A/B, BLU-32B/B, BLU-32C/B, zasobniki SUU-20A/A, SUU-20B/A, SUU-20/A(M), SUU-25A/A, SUU-25C/A, SUU-25E/A, czy też miny DST Mk-36 powstające poprzez konwersję bomb Mk82. Dwumiejscowy wariant, F-5F, ma zredukowane do jednego działka uzbrojenie lufowe, poza tym zachował identyczne możliwości przenoszenia uzbrojenia jak wersja jednomiejscowa. W wyniku przeprowadzonych modernizacji samoloty uzyskały możliwość przenoszenia nowych rodzajów uzbrojenia. To zagadnienie zostanie poruszone w kolejnej części.

Dane taktyczno-techniczne: 

 Z F-5E/F przetestowano również szereg typów uzbrojenia. Wśród nich znalazł się opracowany przez MBB dla samolotów uderzeniowych Tornado zasobnik Modular Dispenser System (MDS), bomby kierowane rodziny Paveway, czy zasobnik z działkiem kal. 30 mm. Samoloty mogły także przenosić system celów holowanych A/A37U-15 Dart wykorzystywany do strzelań ćwiczebnych.

Zamiast podsumowania, F-5E okiem potencjalnego przeciwnika, czyli testy Tigera II w ZSRR

    Interesującym epizodem z historii, przy okazji dość dobrze podsumowującym walory samolotu opracowanego przez konstruktorów Northropa okazały się być testy porównawcze F-5E oraz MiG-21bis (Izdielje 75) przeprowadzone w ZSRR między 20 lipca 1976 a 15 maja 1977 roku.

    Wspomniany egzemplarz F-5E, nosił numer 73-000867 i należał do grupy maszyn należących wcześniej do Sił Powietrznych Wietnamu Południowego. Po zajęciu tego ostatniego przez wojska Wietnamu Północnego Kilka egzemplarzy F-5E trafiło do państw boku wschodniego, gdzie poddano je różnego rodzaju testom. Jednym z nich był właśnie 73-000867, noszący w ZSRR oznaczenie „czerwona 10”. Samolot początkowo trafił do położonej na północny wschód od Moskwy bazy Czkałowskij, gdzie poddano go pierwszym oględzinom. Następnie maszynę przebazowano do Achtubińska, gdzie został poddany szczegółowym badaniom przez specjalistów GNIKI WWS. Ich wyniki miały być dość zaskakujące dla przedstawicieli radzieckich sił powietrznych, niemających do tego czasu przesadnie dobrych opinii o F-5E. Już jednak po przeprowadzeniu szczegółowych oględzin na ziemi zaznaczyła się jednak zmiana podejścia radzieckich specjalistów. F-5E został pochwalony za prostotę konstrukcji i łatwość eksploatacji. Z pozytywnymi opiniami spotkało się również zapewnienie obsłudze naziemnej dobrego dostępu do systemów pokładowych. W szczególności dotyczyło to silników i działek pokładowych. Pozytywnie oceniono także procedurę tankowania samolotu. W końcu, z pozytywnymi opiniami spotkało się również zapewnienie dobrej widoczności z kabiny oraz dobra ergonomia kokpitu. Po porównaniu pracochłonności obsługi na godzinę lotu F-5E z samolotami pozostającymi w służbie WWS stwierdzono, że każda z bojowych maszyn ponaddźwiękowych eksploatowanych w tym czasie w ZSRR wypada gorzej od myśliwca Northropa. Kolejne niespodzianki przynieść miały wspomniane już próby w locie oraz symulowane walki powietrzne, w czasie których samolot miał być pilotowany przez pilotów testowych GNIKI WWS, Nikołaja Stogowa, Aleksandra Kondaurowa oraz Aleksandra Beżeweca (na marginesie można wspomnieć, że wszyscy trzej mogli legitymować się tytułami Bohaterów Związku Radzieckiego). Wspomina się tu niekiedy nawet o konsternacji w jaką wpaść mieli pracownicy naukowi GNIKI WWS czy projektanci MiGa-21bis z OKB-155.

    Konsternacja wynikała zaś stąd, że jakkolwiek MiG-21bis dysponował lepszym stosunkiem ciągu do masy, a także lepszą prędkością wznoszenia oraz mniejszym obciążeniem powierzchni nośnej skrzydeł, to w czasie 18 symulowanych walk powietrznych nie był w stanie osiągnąć takiej przewagi nad F-5E, która umożliwiłaby zestrzelenie samolotu. Dla odmiany, w większości przypadków piloci F-5E takie szanse mieli. Swoją manewrowość przy małych prędkościach i dużych kątach natarcia F-5E miał zawdzięczać obecności klap na krawędzi natarcia i na krawędzi spływu skrzydła. Pozwalały one na lepsze panowanie nad samolotem w różnych warunkach lotu.

    W podsumowaniu testowych walk powietrznych stwierdzono, że między innymi MiG-21bis dzięki lepszemu stosunkowi ciągu do masy charakteryzuje się lepszymi charakterystykami przyśpieszenia oraz lepszą prędkością wznoszenia przy prędkościach przekraczających 500 km/h, jednak przy prędkościach 750-800 km/h żaden z samolotów nie jest w stanie wypracować sobie przewagi nad przeciwnikiem. Z kolei przy prędkościach poniżej 750 km/h F-5E odznacza się lepszą manewrowością, a jego przewaga wzrasta wraz ze wzrostem wysokości oraz spadkiem prędkości. Wskazywano także, że F-5 posiada szerszy zakres prędkości, przy których promień zakrętu wynosi 1800 m lub mniej, a także ma lepszą widoczność z kokpitu oraz lepszą ergonomię kabiny.

Michał Gajzler

• Tweet