Продолжая производство F-86 Sabre, в 1949 году фирма North American, начала проектирование нового сверхзвукового истребителя. Первоначально проект получил обозначение как «Sabre-45», что предусматривало установку крыла со стреловидностью 450. Кроме этого, на самолете предполагалось установить комплекс вооружения и радиолокационного оборудования, позволяющего вести боевые действия днем и ночью в сложных метеоусловиях.
Военное командование, было более озабочено средствами доставки ядерного оружия, так как поршневые бомбардировщики В-29 не соответствовали времени. Для их замены разрабатывались новые скоростные самолеты В-47, В-50, что требовало вложения немалых средств.
Самолет проектировался одновременно с разработкой ТРД J-57. Как реактивный сверхзвуковой истребитель, «Sabre-45», значительно отличался от F-86. В осуществлении проекта участвовало более 1000 инженеров. На проектирование самолета, вплоть до первого вылета было затрачено 4040 тыс. человеко-часов, построены и испытаны восемь моделей для семи аэродинамических труб. На исследования в области аэродинамики было затрачено более 200 000 долларов.
Следя за требованиями времени, проектирование сверхзвукового перехватчика, трансформировалось в создание тактического истребителя, дополнительно способного решать задачи по поддержке сухопутных войск, нанесению ударов по войскам, коммуникациям и объектам тыла в тактической глубине. Война в Корее подтверждала правильность изменения требований к самолету.
В ноябре 1951 года руководство фирмы на демонстрации макета «Sabre-45», заинтересовало комиссию ВВС своим проектом. 3 января 1952 года командование ВВС сделало официальный заказ на постройку двух опытных самолетов. Проект получил новое фирменное обозначение NA-180. Через 8 дней, 11 января, последовал очередной заказ на постройку предсерийной партии из 23 самолетов F-100A, а в феврале еще на 250 самолетов.
Опытный YF-100 поднялся в воздух 25 мая 1953 года. В ходе первого, 35 - минутного полета, самолет превысил скорость звука. Второй прототип самолета взлетел 14 октября 1953 года, а первый серийный F-100A выпущен 29 октября этого же года. В это же время, на первом прототипе самолета, на 15 км мерном участке установлен мировой рекорд скорости 1215 км/ч на малой высоте.
Несмотря на недостаточную путевую устойчивость самолета на больших скоростях, первый F-100A был принят на вооружение в сентябре 1954 года. Однако, из-за большой аварийности, в ноябре полеты на данном типе были временно запрещены. Доработки самолета проводились в сборочных цехах. Размах крыла с 11,16 м возрос до 11,81м, площадь вертикального оперения была увеличена на 27%. Первая модификация F-100A в полной мере не удовлетворяла требований, как к самолету воздушного боя, так и к тактическому истребителю. К апрелю 1955 года было выпущено 203 самолета F-100A. На самолетах F-100A устанавливались универсальные прицелы А-4 с радиолокационным дальномером AN/APG-30, УКВ радиостанция AN/ARS-34, радиокомпас AN/ARN-6. Небольшое количество из них были переоборудованы в разведывательный вариант RF-100A.
Следующая модификация F-100C взлетела 17 января 1955 года, а 4 июля этого же года, поступила на вооружение. В августе 1955 года на самолете F-100C установлен новый мировой рекорд скорости 1323,1 км/ч, что соответствовало М=1,24 на высоте 10700 м. F-100C производился на двух заводах в Лос Анжелесе и Колумбусе. Всего было выпущено 476 самолетов F-100C. В отличии от F-100A, F-100C был намного тяжелее (13100 против 17700 кг). Емкость внутренних топливных баков увеличена с 2915 л до 4500 л. Самолет оборудовался системой дозаправки топливом в полете, количество точек подвески вооружения увеличилось до шести. На F-100C была установлена система управления вооружением МА-3, маловысотная система бомбометания AN/AJB-1B LABS, обнаружительные радиолокационные приемники AN/APR-25(V) и AN/APR-26(V). В 1972 году 72 самолета F-100C были переданы в ВВС Турции.
10 сентября 1956 года состоялся первый полет F-100B (получивший позже обозначение YF-107A). Самолет отличался установкой более мощного двигателя J75-P-9 с максимальной тягой 7500 кг и 11100 кг на форсаже. Воздухозаборник, установленный в верхней части фюзеляжа, сильно изменил внешний вид самолета. В ноябре 1956 года самолет достиг скорости соответствующей М=2. F-100B в серию не пошел, из-за недостатков аэродинамической компоновки.
С 1956 года на вооружение ВВС начал поступать F-100D. Он отличался от F-100C наличием закрылков со сдувом пограничного слоя, установкой демпфера рыскания и более совершенного оборудования, позволявшего совершать полеты в любую погоду. С 1956 по 1959 год выпущено 1274 самолетов. Производство F-100D было прекращено из-за высокой аварийности. В рамках военной помощи, в последствии, было передано ВВС Франции 85 самолетов, 48- Дании, 131 самолет – ВВС Турции.
Двухместный вариант самолета F-100F, поступивший в серию в 1957 году, создавался прежде всего, как учебно-тренировочный, для снижения аварийности по вине летного состава. До 1959 года было выпущено 339 самолетов данного типа.
В 1975 году две эскадрильи из состава ВВС Национальной гвардии совершили 12-часовой перелет из штатов Мичиган и Огайо на американскую авиабазу Рамштайн в ФРГ При этом проводилось несколько дозаправок в воздухе над Атлантикой.
Самолету F-100 довелось недолгое время, участвовать в войне во Вьетнаме, где он себя проявил довольно таки скромно, по сравнению с F-4, F-105. Официальные потери F-100 во Вьетнаме составили 13 самолетов. Из общего числа потерь более 3000 самолетов потеря 13 , тоже выглядит «скромно».
Дания, в мирное время потеряла в катастрофах 34 самолета F-100, из которых 8 было утрачено за 18 месяцев.
По конструкции самолет F-100 низкоплан со стреловидным крылом нормальной аэродинамической схемы. Крыло набрано из скоростных профилей с относительной толщиной 6%. Стреловидность по передней кромке 45 гр, по задней – 25. Площадь крыла 35,8 м2., угол поперечного V крыла – 1,50. Для уменьшения закручивания крыла при отклонении элеронов на больших скоростях (исключения «реверса» элеронов) их разместили ближе к фюзеляжу. Для достижения заданных угловых скоростей крена площадь элеронов увеличена. В угоду жесткости и весу конструкции крыла, несколько ухудшены взлетно-посадочные характеристики, так как относительный размах закрылков уменьшен. Элероны обеспечивали высокую угловую скорость крена 360 град/сек.
Кaк и на F-86, крыло, по всему размаху оборудовано предкрылками. Каждая из пяти секций выдвигалась по направляющим, образуя профилированную щель с крылом. Относительная хорда предкрылков равна 21%, элеронов до25%.
При посадке, реализация максимальной подъемной силы у стреловидных крыльев происходит на больших углах атаки. Для исключения касания хвостовой частью фюзеляжа земли, при выполнении посадки, необходимо увеличение длины основных стоек шасси, что иногда, конструктивно неоправданно. Поэтому посадочная скорость F-100 увеличена с 240 км/ч до 290 км/ч, для уменьшения посадочных углов.
Конструкция крыла технологична, состоит из 36 частей, соединенных с помощью 264 крепежных деталей. Два лонжерона, установленных на 20% и 60% хорды крыла, вместе с толстой обшивкой образовывали мощный кессон, воспринимавший основную часть нагрузки. Дополнительно, к двум основным лонжеронам, от корневой нервюры до 2/3 полуразмаха были установлены еще четыре лонжерона с поперечным набором нервюр.
Элероны крыла двухсекционные, отклоняются с помощью гилроусилителей, подключенных по необратимой схеме. За вторым лонжероном проходит подкосная балка, меньшей стреловидности. В нишу, образованную ими и в вырез в нижней части фюзеляжа убирается основная стойка фюзеляжа.
Фюзеляж самолета с лобовым нерегулируемым воздухозаборником овального сечения, технологически состоит из носовой и хвостовой частей. Ось симметрии двигателя проходит несколько выше строительной горизонтали фюзеляжа. Канал воздухозаборника проходил под отсеком радиооборудования, между пушками. Из овального сечения, после ниш основных стоек фюзеляжа, воздухозаборник переходит в круглое сечение, поднимаясь верхним краем к верхней поверхности фюзеляжа.
Топливные баки установлены за кабиной летчика в носовой части, под двигателем и форсажной камерой в хвостовой части фюзеляжа. Патрубок системы дренажа топливных баков, расположен в невозмущенном потоке над рулем поворота. Нижняя часть фюзеляжа выполнена плоской, что облегчает его сочленение с управляемым стабилизатором и тормозным щитком. Контейнер тормозного парашюта расположен снизу, в районе стабилизатора.
Стабилизатор и киль имеют двухлонжеронную конструкцию. Руль направления и управляемый стабилизатор приводятся в действие с помощью гидроусилителей.
Основная часть приборного оборудования располагается в отсеке перед кабиной летчика. К нему обеспечивался легкий доступ при обслуживании, поднятием верхней крышки большой площади. Охлаждение отсека осуществлялось отбором воздуха от компрессора двигателя. Фирма не приветствовала забор воздуха от набегающего потока и установкой дополнительных патрубков и воздухозаборников.
Герметическая кабина летчика, расположенная за приборным отсеком оборудовалась катапультируемым креслом. Из кабины летчика обеспечивался отличный обзор передней полусферы. Обзор задней полусферы обеспечивался двумя боковыми зеркалами, установленными на козырьке фонаря кабины.
Двигатель самолета и форсажная камера с удлинительной трубой крепятся к замыкающей перегородке носовой части, в месте разъема фюзеляжа.
Все самолеты F-100 оснащались турбореактивными двигателями J-57, которые несколько отличались в зависимости от модификации, тягой. ТРД J-57, двухвальный с компрессором низкого и высокого давления. Степень сжатия компрессора равна 12,5, что по тем временам было неплохим показателем. Двухвальная схема повышала газодинамическую устойчивость двигателя. Удельный расход топлива на безфорсажных режимах 0,77 кг Х кг тяги/ час, на форсаже - 1,8 (327 л в минуту на режиме «полного форсажа»). Запуск двигателя производится воздушно-турбинным стартером, приводимого в действие сжатым воздухом от наземного источника. Выходное сопло двигателя, регулируется с помощью 24 гидроцилиндров. Топливная автоматика, облегчает управление двигателем на переходных режимах. Ресурс первых двигателей, до переборки, составлял 400 часов.
Шасси самолета трехстоечное, с пневматиками высокого давления. Основные стойки убираются в крыло и фюзеляж, передняя управляемая, в фюзеляж. Тормоза колес многодисковые, с автоматом растормаживания. Колеса рассчитаны на 20 посадок. Уборка шасси производится гидравлической системой.
Гидравлическая система самолета состоит из основной и аварийной. Основная питается от двух насосов, установленных на двигателе. Аварийная система питается от воздушной турбины, выпускаемой в набегающий поток.
Артиллерийское вооружение самолета состоит из четырех 20 мм пушек М-39, установленных в передней части фюзеляжа. Пушки созданы на базе немецкой MG-213C с вращаюшейся казенной частью. Скорострельность до 1500 выстр/мин., начальная скорость снаряда 1040 м/сек.
На каждой половине крыла F-100C установлены по три узла для подвески вооружения или топливных баков. На первом узле от фюзеляжа могли подвешиваться бомбы и топливные баки, имеющих небольшую длину, обеспечивающую уборку основных стоек шасси. На этом узле могли подвешиваться 340 кг, 900 кг бомбы, топливные баки М27,М26. На среднем узле подвешивались контейнеры с НУРС, баки с напалмом, топливный бак, емкостью 1040 л. На третьем узле могут подвешиваться бомба 454 кг или топливный бак емкостью 740 л, или бак с напалмом 240 л.
Дополнительно самолет мог использоваться как носитель ядерного оружия, контейнеров с дипольными отражателями для постановки пассивных помех РЛС. Для ведения воздушного боя применяются управляемые ракеты AIM9D «Сайдвиндер», по наземным целям «Булпап».
На шести внешних точках подвески можно было устанавливать различные комбинации вооружения до максимального веса 3399 кг. Благодаря установке специальной прицельной системы самолет мог выполнять бомбометание ядерными бомбами с кабрирования, петли.
В 1957 году три самолета F-100C совершили перелет, общей протяженностью 10600 км по маршруту Лондон – Лос-Анжелес. В ходе 14-часового перелета было проведено три дозаправки топливом.
Подвесные баки, оказывали незначительное влияние на поперечную устойчивость. Поперечная управляемость при этом несколько снижалась, что затрудняло точность пилотирования самолетом.
На некоторых режимах полета моменты рыскания от элеронов и от подвесных баков уравновешивали друг друга, не требуя корректировки отклонением руля направления. На других полетных режимах, с изменением числа М требовалось постоянное вмешательство летчика на устранение угла скольжения.
Находясь впереди центра тяжести, подвесные топливные баки влияют на продольную балансировку самолета, кроме того, вихри, образованные ими, снижают эффективность стабилизатора. Уменьшение продольной устойчивости ведет к увеличению времени возврата самолета в исходное положение после возмущения без вмешательства летчика.
В продольном канале управления включен демпфер тангажа самолета, включающийся на высотах более 900 м. В систему демпфирования входит ограничитель перегрузок. При выходе его из строя демпфер автоматически отключается.
На форсаже самолет достигает сверхзвуковых скоростей, однако, вблизи потолка, скорости полета дозвуковые. Наивыгоднейшая скорость горизонтального полета составляет примерно 470 км/ч. Минимальная потребная тяга двигателя на этой скорости, при аэродинамическом качестве 10,3, составляла 1200 – 1600 кгс. Высокое аэродинамическое качество (отношение подъемной силы к аэродинамическому сопротивлению) свидетельствует о тщательной продуманности аэродинамики самолета.
При наборе высоты на максимальном режиме работы двигателя и среднем весе 12000 кг, максимальная скороподъемность самолета составляет 48 м/с, потолок 13200 м. На форсаже скороподъемность увеличивается до 115 м/с у земли, потолок до 16800 м.
Для набора высоты 10000 м самолету, без подвесок необходимо 6,5 минуты без форсажа и 2 минуты на форсаже.
Максимальные значения вертикальных скоростей реализуются у земли, где обеспечивается наибольший избыток тяги ТРД.
Удельная нагрузка на крыло в варианте истребителя ( G= 12200 кг) равна 341 кг/м2, тяговооруженность на максимальном режиме 0,43 и 0,61 на форсаже у земли. Максимальная эксплуатационная перегрузка ограничена 6 единицами, что значительно уменьшает маневренные возможности. Наличие автоматических предкрылков позволяет реализовать большие коэффициенты подъемной силы, без существенного увеличения сопротивления на больших углах атаки.
Взлетно- посадочные характеристики самолета требуют использования стационарных аэродромов с твердым покрытием. Подход к началу выравнивания происходит на скоростях 360-370 км/ч, посадочная скорость равна 290 км/ч. Длина разбега 1650 м, длина пробега без использования тормозного парашюта 1300 – 1500 м. Данные показатели, а также отсутствие пневматиков низкого давления исключает возможность использования самолета с грунтовых полевых аэродромов.
Основные данные самолета F-100
F-100A F-100C,D
экипаж, чел. 1 1
размах крыла, м 11,82 11,8
длина самолета, без штанги ПВД, м 14,33 14.4
высота самолета, м 4,94 4.94
площадь крыла, м2 37,18 35.8
удлинение крыла 3,75 3,88
вес самолета, кг
пустого 9100
взлетный вес без подвесок 12700 13200
максимальный взлетный 16578 17400
емкость внутр. топливных баков 4520 4520
двигатель PW J-57-P7 PW J-57P21
тяга на максимале, кгс 4340 5300
на форсаже, кгс 6800 8100
максимальная скорость, км/ч
у земли 1230 1230
на высоте 12000 м 1448 1480
М мах (на пикировании) 1,6 1.6
практическая дальность, км
без ПТБ 2173 2000
4Х ПТБ 3250
практический потолок, м 15545 16800
максимальная экспл. перегрузка 6 6
максимальная скороподъемность, м/с
на максимале 48
на форсаже 115
Если сравнивать F-100 c его "ровестником" МиГ-19 С, то по скороподъемности он серьезно уступал последнему. Так на максимальном режиме работы двигателя, она составляла 48 м/сек., против 115 м/сек у МиГ-19, на форсаже, соответственно 115 к 180 м/сек. Это обусловлено, в первую очередь, более высокой тяговооруженностью МиГ-19 - 0,87 к 0,61 у F-100.
Удельная нагрузка на крыло у МиГ-19 составляет 296 кГ/м кв., против 341 кГ/м кв. у F-100, что указывает на преимущество МиГ-19 в горизонтальном маневре, способности реализовать повышенные располагаемые перегрузки, на ряду с тем, что и максимальные эксплуатационные перегрузки у него выше (8 против 6).
Потолок у F-100 меньше, чем у МиГ-19С почти на 1000 м.
Единственное преимущество Супер Сейбра, это по максимальной скорости у земли до высоты 5000м -1230 км/ч, против 1150 км/ч у МиГ-19 (ограничение по скоростному напору по запасу прочности конструкции). Однако, больший избыток тяги МиГ-19 до 1150 км/ч, позволяет ему иметь значительно лучшие разгонные характеристики.
Рекомендациями летчику F-100 при ведении воздушного боя с МиГ-19, могут быть только внезапные атаки на большой скорости, с последующим выходом из боя, так как маневрирования в вертикальной и горизонтальной плоскостях, не обеспечат ему занятие выгодного положения для атаки.
Для своего времени, по техническому оснащению, опыту проектирования, F-100, безусловно сыграл большую роль в развитии сверхзвуковой тактической авиации США, но, как истребитель воздушного боя, занял достойное место "середнячка" в мировой авиации.