F-16 FIGHTING FALCON
Chasseur mono et biplace multirôles

CONSTRUCTEUR : LOCKHEED MARTIN TACTICAL AIRCRAFT SYSTEMS

PROGRAMME :

Issu du programme YF-16 de l'US Air Force datant de 1972 pour un prototype de chasseur léger ; premier vol du prototype YF-16 (72-01567) le 2 février 1974 ; premier vol du second prototype (72-01568) le 9 mai 1974 ; sélectionné pour la phase d'industrialisation le 13 janvier 1975 ; spécifications de chasseur de jour étendues à une capacité air-sol avec un radar et un système de navigation tous temps ; début de production de six monoplaces F-16A et de deux biplaces F-16B en juillet 1975 ; premier vol de l'avion de développement le 8 décembre 1976 ; premier vol du F-16B le 8 août 1977. La flotte de 3 300 F-16 a accompli sa 5 millionième d'heure de vol fin 1993 et le 3 500e avion à été livré le 27 avril 1995. Le carnet de commande, de 400 avions en 1996, plus des commandes anticipées de plus de 500 F-16 supplémentaires, devraient maintenir les chaînes de production en activité jusqu'en 2005-2010. Au milieu de l'année 1996, le score du F 16 en combat était de 69 sans aucune perte, par trois armées de l'air différentes

Selon le plan d'acquisition d'origine, les derniers 12 F-16 pour l'USAF ont été commandés au cours de l'année fiscale 1994, mais un manque prévisible en chasseurs fait que l'USAF considère l'acquisition de 120 F-16C/D jusqu'en 2010 ; le premier lot de six appareils était inclus dans le budget de l'année fiscale 1996 et une quantité identique était demandée pour l'année fiscale 1997, avec des contrats supplémentaires attendus.

COUTS:

18 millions de dollars pour l'USAF au prix du budget 1992. Prix 1996 à l'exportation : 20 millions de dollars. En décembre 1988 : 31,5 millions de dollars pour modification d'un F-16D Block 30 en NF-16D ; la valeur de la MLU est de 2 milliards de dollars en 1991, comprenant 300 millions de dollars pour la phase de développement. Le programme F-16 ADF coûte 1 million de dollars par avion. Le budget 1996 prévoit l'acquisition de six avions par l'USAF au coût de 159,4 millions de dollars.

CARACTERISTIQUES :

(concernent principalement les F-16C/D Block 40) Ailes courtes, en delta, liées au fuselage, avec un apex de voilure le long et en avant du fuselage, rejoignant la voilure, générant un fort effet vortex pour augmenter la portance et améliorer la stabilité longitudinale aux grands angles ; profil d'aile NACA 64A-204 ; flèche de bord d'attaque de 40 degrés ; stabilité artificielle (en arrière du centre de gravité) pour améliorer la manoeuvrabilité ; emplanture de voilure profonde pour augmenter la rigidité, réduire la masse de la structure de 113 kg et augmenter le volume de carburant ; entrée d'air à géométrie fixe ; siège éjectable du pilote incliné en arrière de 30 degrés ; verrière d'une seule pièce, résistante aux impacts de volatiles ; deux quilles ventrales, au-dessous du bord de fuite de la voilure. La structure du F-16 a été calculée pour résister 8 000 heures avec un taux d'usure de 55,5 % en entraînement au combat aérien, 20 % en attaque au sol et 24,5 % en vol normal ; programme de renforcement de la structure exigé pour les avions du pré-Block 50 qui seront construits dans les années 1990.

Version de démonstration

COMMANDES DE VOLS :

Commandes électriques de vol quatre canaux (similaire aux versions précédentes) ; tangage/ contrôle latéral en faisant pivoter les tailerons monobloc et les flaperons montés sur l'aile ; la vitesse de débattement maximum des flaperons est de 52 degrés par seconde ; des volets de bord d'attaque s'actionnent automatiquement et sont programmés pour des vitesses en Mach et angles d'incidence ; les flaperons et tailerons sont interchangeables gauche ou droite ; manche latéral de la colonne de contrôle sensible pour pilotage sans effort.

STRUCTURE :

La voilure, principalement en alliage léger, comporte 11 longerons, cinq nervures et des revêtements d'extrados et d'intrados d'une seule pièce ; fixée au fuselage par des ferrures usinées ; les becs de bord d'attaque sont construits d'une seule pièce en nid d'abeille d'aluminium collé et sont actionnés par des vérins rotatifs ; la dérive est de conception multi-longerons, multi-nervures avec un revêtement en carbone/époxy ; parachute-frein ou équipement de contre-mesures électroniques logé dans un carénage à l'arrière de la base de dérive ; les tailerons ont un revêtement en fibre de carbone/époxy et sont reliés à un pivot en aluminium cannelé et un bord d'attaque démontable en nid d'abeille d'aluminium ; les quilles ventrales sont en nid d'abeille d'aluminium avec revêtement ; les aérofreins sont placés dans les extensions de fuselage à l'intérieur des tailerons et s'ouvrent de 60 degrés . Radôme de nez fourni par Brunswick Corporation.

ATTERRISSEUR :

Tricycle escamotable par commande hydraulique, produit par Menasco. Le train avant se rétracte vers l'arrière et les jambes de train principal vers l'avant, dans le fuselage. La roue de train avant est placée en arrière de l'entrée d'air pour réduire les risques d'ingestion de corps étrangers dans le réacteur au cours du roulage au sol et pivote de 90 degrés pendant la rétraction pour se positionner horizontalement sous le conduit d'entrée d'air. Amortisseurs oléopneumatiques sur toutes les jambes de train. Les roues principales et les freins sont d'Aircraft Braking Systems ; Goodyear ou Goodrich pour les pneus des roues principales, taille 27,75 x 8,75-14,5, pression 14,48 à 15,17 bars (210 à 220 lb/sq in) à la masse au décollage inférieure à 13 608 kg (30 000 lb). Roulette de nez dirigeable avec pneus Goodyear, Goodrich ou Dunlop, taille 18x5,7-8, pression 20,68 à 21,37 bars (300 à 310 lb/sq in) à masse au décollage inférieure à 13 608 kg (30 000 lb). Tous sauf deux éléments du train principal sont interchangeables. Freins électriques sur le train principal avec unités antidérapantes Aircraft Braking Systems. Crochet d'arrêt sur la piste sous l'arrière du fuselage : parachute de freinage Irvin d'un diamètre de 7,01 m (23 ft) installé en Grèce, Indonésie, Hollande (reconfiguration terminée en décembre 1982), Norvège, Turquie et Venezuela. Les lumières d'atterrissage et de taxi sont sur la trappe du train avant.

AMENAGEMENTS :

Un pilote seulement dans le F-16C, dans un cockpit pressurisé et climatisé. Siège éjectable McDonnell Douglas ACES II zéro/zéro. Verrière bulle en polycarbonate. L'intérieur de la verrière des F-16C/D de l'USAF et de la plupart des F-16A/B belges, danois et norvégiens, est revêtu d'un film doré pour dissiper l'énergie radar. En conjonction avec le matériau absorbant les ondes radar dont sont revêtues les entrées d'air, cela réduit la section équivalente radar de 40 %. Pare-brise et verrière forment un ensemble unique sans arceau avant et séparés de la partie arrière par un simple support structural qui sert également de point d'articulation entre les parties avant et arrière pour accéder au cockpit. Un verrouillage de sécurité prévient toute perte de la verrière. La conception de la verrière et du pare-brise offre une vision sur 360 degrés, 195 degrés en avant et en arrière, 40 degrés vers le bas et sur le côté et 15 degrés vers le bas et l'avant. Pour permettre au pilote de résister à de hauts facteurs de charge et pour son confort, le siège est incliné de 30 degrés en arrière et la ligne d'inclinaison est abaissée. En opérations normales, la verrière pivote électriquement vers le haut et l'arrière ; le pilote peut aussi l'ouvrir manuellement avec un levier de secours. Un dispositif de déverrouillage explosif et deux fusées permettent un délestage d'urgence. Un manche de contrôle à déplacement limité et sensible aux facteurs de charge est installé sur la console de droite, avec un accoudoir, pour un contrôle précis des manoeuvres de combat.

Le F-16D est un biplace en tandem, équipé de doubles commandes de vol, d'écrans, d'instruments, d'avionique et d'équipements de survie nécessaires pour permettre à la fois l'entraînement et les missions de combat. L'aménagement de la place arrière du F-16D est identique à celui du F-16C et est totalement opérationnel. Une verrière transparente en polycarbonate, à une seule entrée, est réalisée en deux pièces, est placée à l'arrière du siège avant avec un arceau métallique et une structure latérale de renfort, offrant une vue de grande qualité à partir des deux cockpits.

SYSTEMES :

Système de contrôle régénérateur de l'environnement de 12 kW, avec contrôle électronique numérique utilisant l'air d'échappement du moteur pour la pressurisation et la climatisation de la station de l'équipage et du compartiment avionique. Deux systèmes hydrauliques indépendants et séparés fournissent l'alimentation pour les opérations de contrôle des surfaces de vol et les fonctions utilitaires. La pression du système (chacun) 207 bars (3 000 lb/sq in) donnée pour 16,1 litres (42,5 gallons US; 35,4 gallons Imp)/min. Des réservoirs du type auto-entretenus donnés pour 5,79 bars (84 lb/sq in).

Système électrique alimenté par un générateur à moteur principal Westinghouse de 60 kVA et un générateur de secours de 10 kVA (comprenant un panneau d'alarme pour pannes du système électrique), avec un entraînement à vitesse constante Sundstrand activé par un engrenage accessoire Sundstrand. Une batterie de 17 Ah. Quatre batteries dédiées fournissent un courant électrique temporaire de protection pour le système de contrôle de commandes électriques de vol.

Un démarreur de bord du réacteur Sundstrand/Solar est fourni pour capacité d'auto-démarrage du moteur. Jauges à carburant Simmonds. Une alimentation de secours Allied Signal entraîne un générateur de secours de 5 kVA ainsi qu'une pompe de secours pour fournir une alimentation électrique et hydraulique continue pour contrôle au cas où le moteur ou le système d'alimentation principal deviendrait inopérant.

Dernière mise à jour : samedi 31 mars 2001