F-111

Михаил НИКОЛЬСКИЙ

Продолжение. Начало в "АиК" No 11/03.

Основные "болевые точки" самолета удалось определить задолго до первого полета. Во-первых, сбылись предсказания провидцев, считавших неизбежным рост массы палубной модификации В конце 1963 г. проектировщики представили уточненные весовые расчеты, согласно которым масса F- 111В увеличивалась на 8000 фунтов (3600 кг) ВМС потребовали прекратить разработку ненужного им самолета. Не вышло Мокнамара лично встал на защиту F-1 11В, обратив, однако, внимание конструкторов на настоятельную необходимость снижения массы самолета. Была даже принята специальная программа SWIP (Super Weight Improvement Program – программа улучшения весовой отдачи) Вторая токая программа, первая называлось Weight Improvement Program, без Super. Но успешной она не стала. После того, кок надежд не оправдало программа SWIP, появилось программа Collosal Weight Improvement Program – видимо, кто-то из участников программы проявил своеобразное чувство юмора. «Колоссальная» программа принесла самолету F-111B пользы не многим больше, чем пушка «Колоссаль» кайзеровской Гермонии Мероприятия по программе SWIP позволили снизить массу планера на 2270 кг. Впрочем, этого все равно было мало.

В начале 1964 г специалисты НАСА пришли к выводу, что сопротивление планера будет гораздо больше расчетного, из-за этого снизится дальность сверхзвукового броска на малой высоте – один из ключевых параметров в требованиях ВВС Заместитель министра ВВС Александр Флэкс потребовал приостоновить проектирование и радикально переработать аэродинамику самолета Представители фирмы Дженерал Дайнемикс вступили в жесткую полемику с НАСА, доказывая правильность результатов своих продувок в аэродинамических трубах Промышленность победило в споре науку, но наука оказалась права. Возможность реализовать предложения ученых существовала По оценкам критиков программы, вносить серьезные изменения в конструкцию можно было вплоть до декабря 1964 г., до первого полета.

Компоновка в основном соответствовала схеме, предложенной НАСА – высокоплан с крылом изменяемой стреловидности и разнесенными шарнирами В хвостовой части фюзеляжа расположены два двухконтурных турбореактивных двигателя.

Фюзеляж типа полумонокок Основным силовым элементом конструкции является Т-образная балка. Кабина экипажа двухместная, кресла летчиков расположены рядом. Основной конструкционный материал фюзеляжа – алюминиевый сплав 2024-Т851, отдельные наиболее нагруженные узлы изготовлены из стали и титановых сплавов. Масса титана в конструкции планера составляет примерно 700 кг. Обшивка кессонов крыла и киля представляет собой механически обработанные панели из алюминия, остальная обшивка – слоистые панели толщиной 22 мм из алюминия с сотовым заполнителем.

Крыло четырехлонжеронное с конической круткой носка, профиль – NACA-63, толщина которого уменьшается от корня к концу плоскости. Обшивка плоскостей крыло – фрезерованная, работающая Механизация крыла состоит из предкрылков и двух- щелевых закрылков Фаулера, закрылки отклоняются при угле стреловидности не более 26 град Отклонение предкрылков возможно только после выпуска закрылков но угол более 15 град. На верхней поверхности подвижных частей крыла установлены интерцепторы.

Неподвижная часть крыла занимает около 20% общей площади Шарниры крыла расположены примерно на 25% концевой хорды неподвижной части. Шарнир полностью вписывается в крыло, которое, однако, в месте расположения шорнира имеет небольшую выпуклость.

Диапазон изменения углов стреловидности – от 16 до 72,5°. Крыло может быть зафиксировано в любом промежуточном положении, но «штатными» считаются четыре положения:

16° – взлетное,

26° – посадочное и крейсерский полет на дозвуковой скорости,

50° – крейсерский полет на сверхзвуковой скорости,

72,5° – режим полета на максимальной скорости.

В положении максимальной стреловидности заднюю кромку крыла от передней кромки стабилизатора отделяет всего 25 см – минимальный зазор, гарантирующий от соприкосновения аэродинамические поверхности при их колебаниях в полете Механизм изменения стреловидности представляет монолитную стальную балку длиной 4,3 м, сужающуюся к концам, где находятся оси шарниров крепления подвижных консолей крыла. Система привода крыла включает два винтовых домкрата, синхронизирующий вал и механизм обратной связи. Шариковые домкраты приводятся в действие двумя гидромоторами мощностью по 100 л.с. Моторы запитаны от независимых гидросистем, при отказе одной из них мощности одного мотора хватает для изменения стреловидности крыла. В состав механизма изменения стреловидности также входят червячная и планетарная зубчатая передача. Механизм исключает возможность асимметричного изменения стреловидности

В качестве воздушных тормозов используются интерцепторы и створка отсека основных опор шосси. При посадке створка отклоняется на угол 20 . в полете возможно отклонение на угол 40°.

Кабина представляет собой единую спасательную капсулу, отделяемую от самолета посредством линейного кумулятивного заряда («взрывной шнур»). Положение кресел летчиков регулируется по всем трем осям. При приведении в действие рычага катапультирования пиротехничнескоя система вы- резоет капсулу из фюзеляжа подобно газовой горелке. Ракетный двигатель тягой 18 000 кг отводит капсулу от аварийной машины, после чего срабатывает парашют. Удар о грунт смягчают надувные пневматические баллоны, в случае приводнения баллоны играют роль поплавков. Катапультирование кабины возможно не только на малых высотах, но даже из-под воды, до глубины 15 м.

Отделяемая кабина F-111

Испытания кабины F-111 на приводнение

Основные стойки шасси и схема их уборки

Хвостовой конус и двигатели F-l 11

Воздухозаборник F-l 11 Виден подвижный конус Угол установки плиты, отсекающей пограничный слой, также меняется

Создание уникальной, даже по меркам сегодняшнего дня, спасательной системы потребовало огромного объема исследовательских, экспериментальных и опытных робот. Натурные модели кабины сбрасывались с самолетов В-52. В марте 1967 г. были проведены испытания на выживание - капсула с людьми болталась в водах Северной Атлантики 72 часа. К началу испытаний первых прототипов спасательную систему еще не отработали, поэтому первые 11 опытных F-111А и три F-111В оснащались катапультируемыми креслами Дуглас «Эскапак».

Ширина кабины 1,52 м, основные навигационные и радиолокационные индикаторы расположены в правой части приборной доски, пилотажно-навигационные приборы - в левой. Фонарь кабины – двустворчатый, индивидуальные для каждого члена экипажа створки откидываются вверх. Кабина снабжена экраном, который в момент ядерного взрыва автоматически раскрывается, защищая летчиков от светового и теплового воздействия взрыва.

Система управления гидравлическая бустерная необратимая. В качестве исполнительных механизмов используются гидроприводы В контур управления включена автоматическая элекрогидравлическая система демпфирования колебаний по трем осям. Управление по тангажу осуществляется синхронным отклонением половинок стабилизатора, по крену – до углов стреловидности крыла 45 град, интерцепторами, при больших углах стреловидности – дифференцированным отклонением половинок стабилизатора Управление по курсу – традиционное, посредством руля направления.

Шасси трехопорное с носовой опорой, рассчитано на эксплуатацию самолета с грунтовых ВПП. Носовая двухколесная стойка шасси убирается вперед, основные одноколесные стойки убираются в отсек, расположенный между воздухозаборниками двигателей. Основные опоры шасси представляют собой единую конструкцию, выпуск и уборка обеих стоек осуществляется одним гидроцилиндром. В полете створка отсека основных опор шасси может отклоняться вниз, выполняя функции аэродинамического тормоза.

Расположенные под неподвижными частями крыла воздухозаборники двигателей снабжены подвижными конусообразными телами. Управление воздухозаборниками осуществляется автоматически в зависимости от числа М.

На самолете были установлены два ТРДЦ Пратт-энд-Уитни TF-30P-1 взлетной тягой по 8165 кг без форсажа и 13 600 кг с форсажом Двигатель имеет коэффициент двухконтурности 1,3. Двигателями TF-30P-1 оснащались прототипы и первые 30 серийных самолетов F-111 А. Сопла – эжекторного типа. Запуск двигателя производится с помощью сжатого воздуха, подаваемого от внешнего источника. Запуск второго двигателя – за счет отбора сжатого воздуха от компрессора работающего двигателя Предусмотрена возможность запуска ТРДДФ от порохового стартера. Двигатели крепятся к Т-образной балке, являющейся основным силовым элементом конструкции планера. Демонтаж двигателей осуществляется с помощью встроенных лебедок через большие люки в нижней поверхности фюзеляжа.

Опробывание размещения максимальной бомбовой нагрузки на F-l 1IA

Вид на отсеки бортового оборудования

Топливо размещается в баках-отсеках консолей крыла, баке-отсеке киля и в двух фюзеляжных баках (в средней части фюзеляжа и в хвостовой над отсеком двигателей). Общая емкость внутренних баков 19 050 л. На пилонах под крылом предусмотрена возможность подвески шести дополнительных топливных баков емкостью по 1700 или 2270 л. Штуцер централизованной заправки внутренних баков расположен перед воздухозаборником левого двигателя На верхней части фюзеляжа за кабиной экипажа находится штанга топливоприемника системы дозаправки в воздухе. Через топливоприемник возможна заправка самотеком. Один из конструкторов заметил' «Топливо но планере всюду, где объемы не заняты экипажем, двигателями, вооружением или оборудованием».

Два электрогенератора мощностью по 60 кВт приводятся от двигателей (один двигатель – один генератор).

Гидросистема состоит из двух автономных подсистем с двумя гидронасосами, приводящимися от двигателей.

Отсек вооружения расположен в фюзеляже между носовой и основными опорами шасси Длина отсека 4,9 м Для подвески вооружения на F-111A имелось шесть пилонов – четыре внешних неподвижных, рассчитанных на использование только при установке крыла в положение минимальной стреловидности (при увеличении угла стреловидности пилоны сбрасывались вместе с нагрузкой) и два внутренних подвижных. Внутренние пилоны поворачиваются при изменении стреловидности крыла, оставаясь параллельными набегающему потоку воздуха.

Модификации F-111А и F-111В были унифицированы на 84%. Флотский вариант имел более короткую носовую часть фюзеляжа (кроме того, в стояночном положении носовая часть фюзеляжа для уменьшения габаритов при размещении на авианосце отклонялось вверх), носовую опору шасси с колесами меньшего диаметра и пневматики всех колес с более высоким давлением. К консолям крыло на F-111В крепились законцовки длиной по 1,07. Более длинное крыло при установке в положение максимальной стреловидности образовывало вместе со стабилизатором квазитреугольное крыло. Основное различие между модификациями заключалось в составе бортового электронного оборудования. С точки зрения БРЭО F-111A и F-111B вполне можно считать разными машинами. Так, оба варианта были оснащены инерциальными системами фирмы Литтон, но они выполнялись в различных вариантах.

Место командира в кабине F-l 11

Шеф-пилот фирмы Дженерал-Электрик Вэп Прап в кабине F-l 11

Первый взлет F-111

Интеграцию электронного борта самолета F-111А проводила фирма Аутонетикс. Комплект БРЭО получил обозначение Mk.l. Особенность системы являлось наличие двух, фактически трех, радиолокаторов – РЛС Дженерал Электрик AN/APQ-113 и двухканальной РЛС Тексас Инструменте AN/ APQ-110.

Радиолокатор Дженерал Электрик AN/APQ-113 служит для поиска и сопровождения воздушных целей, кроме того он имеет «навигационный» режим картографирования местности.

В состав РЛС AN/APQ-110 входят две параболических антенны диаметром по 203 мм, два приемника, два передатчика и два блока обработки сигнала. Основное назначение станции – обеспечение полета с огибанием рельефа местности. Одновременная робота двух каналов РЛС позволяет летчику пилотировать самолет в комбинированном режиме следования рельефу местности (автоматически) и огибания препятствий по курсу (вручную). Кроме того, один из каналов РЛС AN/ APQ-110 может работать в режиме картографирования (дублируя работу РЛС AN/APQ-113) или определения дальности до выбранного наземного объекта параллельно работе другого в режиме следования рельефу местности.

Антенны всех трех радаров размещены в носовой части фюзеляжа под радиопрозрачным обтекателем. Большая по площади антенна РЛС AN/APQ-113 установлена над антеннами РЛС AN/APQ-110. Сигналы от РЛС подаются на автопилот, которые при роботе в режиме следования рельефу местности осуществляет управление самолетом по крену и тангажу без вмешательства летчиков.

Истинная высота полета контролируется двумя радиовысотомерами Ханиуэлл AN/APN-167. В полете с включенным автопилотом при уменьшении высоты до критической, радиовысотомеры автоматически переводят самолет в набор высоты.

Ядром бортового комплекса F-111В являлась система управления оружием AN/AWG-9, включавшая инфракрасный пеленгатор и мощную РЛС обнаружения и сопровождения воздушных целей. Различалось и вооружение класса воздух-воздух для обоих вариантов F-111: ракеты «Феникс» на флотском варианте и перспективные YP «Кондор» (до серийного производства не доводилась) на сухопутном.

Впервые F-111А оторвали от земли летчики-испытатели фирмы Дженерал Дайнемикс Ричард Л. Джонсон и Вэл Прал. Полет состоялся 21 декабря 1964 г. на авиабазе Карсуэлл. Гордость американского авиапрома в полете предстояло сопровождать пяти самолетам – двум Т-33, двум Т-38 и одному F-106. Взлет прошел блестяще, но через 15 минут полета на высоте 3000 м летчики не смогли убрать закрылки из- за заедания замка. Вместо положенного по заданию часа, полет продолжался всего 24 минуты. На посадке пришлось поволноваться наземным службам – за F-111А тянулся шлейф дыма. К месту посадки срочно вызвали вертолет НН-43В с противопожарным оборудованием. Как выяснилось после посадки, никакого пожара не произошло, просто из тормозной системы шасси выбивало избыток нагревшегося масла. Зо первым полетом прототипа наблюдали не только представители командования ВВС США, но и маршал авиации Вэлстоун Хэнкок – начальник штаба Королевских ВВС Австралии.

Изменение стреловидности крыла в полете

Представителям прессы топ-менеджеры ВВС с радостью сообщали об успехе. «Уже не вопрос, что вариант (самолета) для ВВС оказался чрезвычайно удачным Первый полет выполнен всего два года спустя после заключения контракта на разработку. Это является выдающимся достижением», – заявил начальник Управления перспективных исследований в области обороны Гарольд Браун. Ему вторил министр ВВС Юджин Цуккерт: «Первый полет самолета TFX ..может служить эффективным аргументом в пользу предложенной Макнамарой концепции проектирования»

Во втором полете летчики полностью выполнили задание. Впервые на F-l 1 1 было осуществлено изменение стреловидности крыло Крыло устанавливалось в положения 26', 400 и 72,5 . Джонсон отметил плавное изменение стреловидности крыла, сопровождавшееся возникновением лишь незначительного момента на пикирование.

В марте, в девятом полете, прототип впервые вышел но сверхзвук, однако успех омрачил целый букет проблем В полете на сверхзвуковой скорости произошел срыв в компрессоре двигателя № 2, после уменьшения скорости до дозвуковой – срыв в компрессоре двигателя №1. В довершении всего на посадке разорвало пневматик колеса основной опоры шасси. Самолет, тем не менее, не пострадал.

Первые полеты не принесли особой радости разработчикам, скорее разочаровали. Как и предполагали «сторонние» исследователи из НАСА, аэроплан не добирал летных характеристик из-за повышенного сопротивления и недостаточной для такой массы мощности двигателей; в полной мере проявилась несогласованность воздухозаборников и двигателей. Интересно, что в министерстве обороны об этих проблемах почти ничего не знали Контракт не обязывал фирму Дженерал Дайнемикс представлять правительству полные данные по испытаниям. Цуккерт составил в апреле 1965 г. меморандум с детальным анализом летных и тактических характеристик F-111А, в котором отмечалось: «…F-111A будет удовлетворять требованиям будущего ВВС считают, что в конструкцию самолета потребуется внести доработок не больше, чем в конструкцию любого другого нового самолета».

Летчики-испытатели пока были настроены достаточно оптимистично, их первые замечания касались, главным образом, приборного оборудования необходимость установки индикатора стреловидности крыла и какого-нибудь прибора, указывающего ограничения по минимальной и максимальной скорости полета в зависимости от угла стреловидности Кроме того, скорость изменения стреловидности в 2,8 '/с они посчитали недостаточной. Потребовалось изменить на обратное направление перемещения рукоятки изменения стреловидности: для увеличения угла стреловидности отклонять рукоятку от себя пилоты сочли неудобным. Изменение направления перемещения ручки управления изменением стреловидности крыла на обратное было произведено после катастрофы прототипа F-111A 19 января 1967 г При заходе на посадку в испытательном центре Эдварде летчик решил погасить избыточную скорость «распрямив» крыло. Пилот рефлекторно дол ручку изменения стреловидности от себя – крыло сложилось. Самолет коснулся дна высохшего соленого озера за 2 км до начала ВПП при угле стреловидности крыло 50 Экипаж посадил машину на брюхо, но самолет загорелся Командир благополучно покинул кабину, второй пилот от полученных ожогов скончался.

Летчик-испытатель ВВС США майор Роберт К Парсонс заключил: «Я считаю, что самолет с крылом изменяемой стреловидности все еще находится на ранней стадии исследований. Требуется время, как в случае любой другой революционной концепции или идеи, чтобы в полной мере освоить стреловидное крыло…Мы потеряли 15 лет с момента полета первого самолета с крылом изменяемой стреловидности». Помимо минусов пилоты отмечали положительные качество самолета, прежде всего комфорт и низкий уровень шума в кабине.

В ходе испытаний выявились проблемы с двигателем – при включении форсажа ТРДД нередко глохли. Срыв в компрессоре произошел уже в первом полете прототипа. Летные испытания пришлось приостановить в феврале 1965 г. после пятого полета. Второй прототип F-l 11А вышел на испытания в феврале 1965 г., третий – в марте 1965 г. На обеих машинах по- прежнему отмечались дефекты воздухозаборников. Предварительные (заводские) испытания проводились четыре месяца, после чего самолеты перегнали на авиабазу Эдварде, где ими занялись летчики-испытатели ВВС США

Мер по устранению дефекта пока не предпринимали, поскольку не было ясности с причинами.

Катастрофа прототипа F-111A

Не стоит забывать – F-111 являлся первым в мире сверхзвуковым самолетом, оснащенным двухконтурными двигателями. Как будет работать система воздухозаборник-ТРДДФ на больших скоростях тогда толком никто не представлял. Один из конструкторов самолета вспоминал, что установка ТРДДФ считалась даже более технически рискованным мероприятием, чем использование крыла изменяемой стреловидности. При проектировании самолета основным критерием выбора того или иного решения являлось максимально возможное снижение лобового сопротивления в полете на сверхзвуковой скорости у земли (этот режим полета считался основным для тактического ядерного бомбардировщика). Смещение воздухозаборника под крыло ближе к двигателям позволяло уменьшить смачиваемую поверхность планера, но одновременно «обещало» высокую вероятность возникновения турбулентности потока внутри канала, как следствие воздействия потока, обтекающего крыло. Повышалась также вероятность «заглатывания» воздухозаборником пограничного слоя воздуха, "прилипшего" к нижней поверхности крыла. Все это вместе взятое приводило к росту радиальных флуктуаций давления вдоль диаметра компрессора двигателя. Представители фирмы Дженерал Дайнемикс в свое время обратили внимание на этот факт инженеров с фирмы Пратт энд Уитни. Двигателисты успокоили самолетчиков – флуктуации укладывались в существовавшие на тот момент допуски. Как выяснилось, допуски были справедливы для обычных, не двухконтурных, турбореактивных двигателей. На момент создания ТРДДФ TF-30 конструкторы не обладали достаточной информацией об особенностях двухконтурных турбин В документации, переданной разработчикам планера, вообще не содержалось конкретных числовых требований к вариациям давления воздушного потока перед компрессором.

Летом 1964 г. фирма Пратт энд Уитни получила данные о радиальных флуктуациях давления на основе продувок самолета в аэродинамических трубах. К ноябрю, за месяц до первого полета F-111, двигателисты завершили испытания турбины с имитацией перепада давления. Фирма Пратт энд Уитни по результатам испытаний дала официальное заключение о допустимости полученного самолетчиками разброса величин давления потока.

Скандал разразился после приостановки полетов первого прототипа по причине срыва компрессора. Выяснилось, что нормально летать на сверхзвуке самолет не способен. Самолет начинили дополнительной измерительной аппаратурой для замера параметров потока в воздухозаборниках и после двухнедельной задержки продолжили полеты. Неполадки с форсажными камерами и компрессорами ждать себя не заставили. Среди причин назывались дефект системы регулирования тяги на форсаже и несовершенство конструкции воздухозаборника. Двигатель TF-30-P-l являлся первым ТРДД с регулируемой на форсаже тягой. В форсажной камере имелось пять форсуночных колец, автоматически включавшихся при увеличении тяги, причем при включении очередного кольца выключалась часть работающих форсунок. Выключение отдельных форсунок иногда приводило к выключению форсажа вообще, в результате из резкого скачка давления обратного потока воздуха от форсажной камеры к компрессору происходил срыв работы последнего. Самое главное – полеты оснащенного дополнительной аппаратурой самолета привели к пересмотру допусков на флуктуации давления. К изменению давления по радиусу компрессора ТРДДФ оказался гораздо более чувствительным, чем просто ТРД. Подтвердилась предсказанная особенность компоновки самолета – воздухозаборник в полете на больших углах атаки или на больших высотах и сверхзвуке «глотал» пограничный слой.

Вообще, исследования влияния изменения давления на работу двигателя TF-30 начались только после очевидных неудач в испытательных полетах. Появились средства на оснащение прототипа датчиками и проведение серии полетов. Флот изучал работу турбины в высотной камере. В 1965 г. был проведен большой объем исследовательских работ, включая натурные продувки системы воздухозаборник- двигатель-сопло в аэродинамической трубе НИЦ им. Арнольда. По результатам исследования на самолете были установлены генераторы вихрей (тур- булизаторы), оптимизирующие поток в каналах подвода воздуха к двигателю.

В принципе, все эти работы следовало проводить, как минимум на год раньше. Но ранних этапах проектирования самолета TFX никто не обратился в НАСА с просьбой проведения исследований по вопросу согласования двигателя и воздухозаборника. Усилия НАСА были направлены исключительно на поиск путей снижения сопротивления самолета в маловысотном сверхзвуковом полете. Впрочем, эти исследования НАСА трудно назвать успешными – сопротивление реальной машины оказалось на 30-40% больше расчетного. В конце 50-х – начале 60-х годов самые светлые головы НАСА занимались совсем не авиацией, на первом плане стояли баллистические ракеты и космические аппараты.

Причины выяснили, осталось их устранить. Тут началась обычная история типа «Иван кивает на Петра». Двигателисты валили все на плохую конструкцию воздухозаборника. Парни с Дженерал Дайнемикс аргументированно возражали: «Величина флуктуаций давления не оговаривалась, а те значения, которые мы получили, вас в свое время устроили. Какие проблемы? Доводите до ума свою турбину». Под но- жимом высокого начальства спорящие пришли к компромиссу: фирма Дженерал Дайнемикс проводит комплекс мероприятий по снижения уровня флуктуаций давления, фирма Пратт энд Уитни увеличивает запасы устойчивости двигателя.

В августе 1966 г. министр обороны обязал фирмы Дженерал Дайнемикс и Пратт энд Уитни проводить совместные совещания. Совещания получили кодовое наименование «Икарус» и собирались еженедельно. В обязательном порядке в каждом (!) совещании принимали участие лично министр обороны, президент фирмы Дженерал Дайнемикс и президент фирмы Пратт энд Уитни В зависимости от повестки дня состав «гостей» менялся. «Усадить за один стол людей из Пратт энд Уитни и Дженерал Дайнемикс – единственный способ заставить их работать вместе», – сказал как-то в сердцах один из помощников Макнамары.

Уже но первом совещании «Икарус» Макнамара жестко заявил: «Спецификация 1963 г. пересмотру не подлежит… самолета с более низкими характеристиками не будет».

К 1966 г. стало ясно – надо или менять требования, или вносить серьезные изменения в конструкцию. На страже ТЗ стоял министр обороны, а менять конструкцию – означало заново готовить серийное производство. С целью сокращения сроков поступления «эпохального» самолета в войска, подготовку производства развернули в полном объеме еще в апреле 1965 г. Даже несмотря на огромные деньги, вбуханные в оснастку, Макнамара стоял на своем: «Контракт не будет подписан до разрешения всех технических проблем при сохранении характеристик на уровне спецификации 1963 г.». Пока же порешили поэтапно улучшать характеристики системы воздухозаборник-двигатель.

На первом этапе в воздухозаборнике установили турбулизаторы, на дозвуковых скоростях мера сработала. Затем появился так называемый воздухозаборник Triple Plow I с более тонкой верхней губой и увеличенной на 4 дюйма за счет изгиба щитка щелью для слива пограничного слоя. Внедрение воздухозаборника Triple Plow I позволило поднять ограничение по числу М с М=2 до М=2,35. Еще более радикальным решением стал воздухозаборник Triple Plow II. Сечение входного канала увеличили на 90 см² , щиток для слива пограничного слоя отодвинули еще но 4 дюйма. Теперь ограничение по максимальной скорости на большой высоте уже составляло М=2,4. С другой стороны изменение сечения воздухзаборника потребовало переделки конструкции фюзеляжа, а рост лобового сопротивления привел к снижению характеристик в маловысотном полете. Фирма Пратт энд Уитни внесла изменения в конструкцию форсажной камеры, компрессора и системы регулирования сопла.

Отработка дозаправки в воздухе

Уже после окончания программы испытаний F-l 11, один из конструкторов заметил: «Самолет научил скорее тому, чего не нужно делать, чем тому, что нужно». Урок пошел впрок: исследования совместимости двигателей и воздухозаборников самолетов F-15 и F-14 проводились задолго до первых полетов опытных машин.

Воздухозабоник Triple Plow II был установлен на 12-м прототипе и на последующих самолетах. На 12-м опытном самолете был реализован целый комплекс нововведений: помимо воздухозаборников, внедрены доработки по программе SWIP. Одним из результатов реализации мер по снижению массы стало, как ни странно, увеличение длины планера на 419 мм и, как следствие, изменение распределения массы. Результаты оценки ряда параметров, проведенных в полетах на 1 – 11-м прототипах, для 12-го опытного самолета уже не годились. Часть программы летных испытаний пришлось повторять.

Контракт на серийное производства самолетов F-111A министр все-таки подписал в мае 1967 г. К этому моменту удалось решить далеко не все технические проблемы (к примеру, отработанными считались лишь воздухозаборники Triple Plow I,а более совершенные Triple Plow II только испы- тыволись в полетах), реальные ЛТХ по ряду важнейших параметров не соответствовали заданным.

Проблема срыва компрессора – основная, но далеко не единственная проблема, выплывшая по ходу летных испытаний. В полете с крылом, установленным в положение минимальной стреловидности, отмечались вибрации

подвижных частей крыла, имели место случаи разрыва уплотнения между крылом и фюзеляжем. Неудовлетворительными были штопорные качества самолета. Больше расчетного оказалось сопротивление самолета (по некоторым оценкам на 25%). Результаты первых полетов позволяли говорить о неучтенном «донном» эффекте из-за ошибок в проектировании хвостовой части планера. Ошибочными оказались данные аэродинамических испытаний модели самолета, на которой отсутствовали реалистичные сопла двигателей, поэтому и донное сопротивление не учитывалось. Более тщательные продувки моделей самолета в аэродинамических трубах NASA показали, что примерно 40% сопротивления самолета F- 111А создается за задней кромкой крыла, в то время как изначально сопротивление, хвостовой части фюзеляжа оценивалось всего в 5%.

В конечном итоге многочисленные проблемы оказались столь серьезными, что шестой прототип в феврале 1967 г. был направлен для проведения летных исследований в НАСА.

Провальными выглядели и характеристики самолета как носителя обычного оружия. В сентябре 1966 г. на стол Макнамары лег документ с крайне нелицеприятной оценкой деятельности самого министерства и лично министра: «…несостоятельность самолета в качестве носителя обычного вооружения является следствием ошибок министерства обороны, которое сосредоточило свое внимание почти исключительно на рассмотрении задач доставки тактического ядерного оружия». Кроме того, ВВС окончательно убедились в неспособности F-l 11 вести воздушный бой, следствием чего стало начало работ по созданию истребителя завоевания превосходства в воздухе – будущего F-15.

Документ с оценкой самолета как системы доставки обычного оружия появился не просто так. Война во Вьетнаме заставила командование ВВС с гораздо большим, чем прежде вниманием отнестись к обычному оружию класса воздух-поверхность. Эксперт Рэнд Корпорейшн Джэймс Шлессинджер, будущий министр обороны, писал- «Многие годы закупка вооружений и обучение личного состава ВВС ориентировались на ядерную войну. Самолеты проектировались в качестве носителей атомной бомбы…требование нести обычное вооружение министерство обороны определялось как по- возможности». Именно вариант «по возможности» и был заложен в ТЗ на самолет TFX. Требования оговаривали подвеску обычных бомб общей массой 10 000 фунтов, но ничего не говорили о характеристиках самолета в варианте с такой боевой нагрузкой.

Вьетнам сместил приоритет с ядерного на обычное оружие самым радикальным образом. Результаты начатых в конце 1965 г. Государственных испытаний F-l 11 вызвали очередную волну критики: характеристики самолета из- за большой нагрузки на крыло и недостаточной тяговооруженности, по мнению ряда специалистов, не позволяли совершать скоростные маловысотные рейды в глубинные районы территории противника со значительной бомбовой нагрузкой на внешней подвеске. Впрочем «ядерные» требования также не были выполнены – дальность сверхзвукового броска на малой высоте составила не требуемые 200 миль, а всего 30.

Едва ли не все реальные характеристики самолета оказались ниже заданных. Данные по расчетным и реальным, полученным при испытаниях, характеристиках самолета F-l 1 1А приведены в таблице 2.

Стоимость самолета по самым скромным оценкам превысила планируемую в два раза.

Может сложиться впечатление, будто бы испытания самолета представляли собой сплошную цепь неудач, а самолет проектировали если не вредители, то неумехи. На самом деле все обстояло гораздо сложнее Самолет вобрал в себя слишком много новшеств с очень высокой степенью технического риска: сложнейшая электроника, ТРДДФ, крыло изменяемой стреловидности. Считалось, что именно крыло создаст наибольшие проблемы Вопросам устойчивости и управляемости самолета при различных положениях крыла уделялось особое внимание. Так вот, летные испытания стали поистине триумфом отвечавших за крыло аэродинамиков: данные летных испытаний в отношении устойчивости и управляемости полностью соответствовали расчетным.

Уроки Индокитая способствовали интенсификации этапов летных испытаний, связанных с вооружением самолета. В ВВС по программе испытаний оружия летало.три прототипа – пятый, седьмой и десятый. На пятом прототипе с конца 1965 г. отрабатывалась установка пушки Дженерал Электрик М-60 «Вулкан». Пушка с боекомплектом в 2000 снарядов размещалась в стандартном внутреннем отсеке вооружения. В ходе испытания производился отстрел пушки длинными очередями (продолжительность очереди до 20 с) по наземным целям с пикирования под углами 10-25°.

Заказчики из ВВС оценили результаты стрельб как «превосходные». С середины 1967 г. на седьмом прототипе исследовался процесс сброса свободнопадающих бомб. Самолет оснащался кино- и фотоаппаратурой для фиксации процесса отделения боевой нагрузки на различных режимах полета. В 1967 г. на пятом и десятом прототипе отрабатывались режимы автоматического бомбометания по данным системы управления оружия. Многочисленные доработки, внесенные в конструкцию по результатам испытаний, как уже говорилось, были внедрены в конструкцию двенадцатого прототипа. Но нем увеличили длину фюзеляжа, площадь сечения воздухозаборников, на 1800 кг удалось снизить массу пустого самолета. Впервые на двенадцатом прототипе была установлена спасательная кабина/капсула.

Облегчение машины далось непросто – даже «старый» прототип не прошел статических испытаний на прочность (проводились в Сан-Диего лабораторией отделения Конвэр фирмы Дженерал Дайнемикс): узел, несущий поворотные части крыла разрушился при 80% расчетной нагрузки.

Поворотный узел стал одним из самых «узких» мест конструкции. В 1968 г. на ресурсных испытаниях узел отработал с сохранением заданной прочности всего половину положенного времени. Расчет на прочность был выполнен с более чем приблизительным учетом знакопеременных нагрузок от поворота плоскостей крыла. Пришлось проектировать новую балку с шарнирами. Между тем в 1968 г. уже началось серийное производство самолетов. Замена силовых узлов механизма поворота крыльев на всем парке F-l11 обошлось американским налогоплательщикам в 100 млн. долл.

Недостаточно полные исследования нагрузок, действующих на шарниры поворотной части крыла привели в конечном итоге к катастрофе 22 декабря 1969 г. – в полете оторвалась правая плоскость крыла. Сначала полагали, что летчик не сумел вывести машину из пологого пикирования после захода на цель при выполнении учебного бомбометания. Изучение обломков позволило установить истинную причину – разрушение шарнира поворотной части крыло. Оба пилота погибли. Это была 16-я катастрофа самолета. Катастрофа, наиболее сильно ударившая по репутации машины, практически перечеркнула планы по экспорту F-l 11. Министерство обороны запретило полеты всего парка F- 111-х (на тот момент 232 самолета). Возобновились полеты только в феврале 1970 г. Проверочные испытания всех самолетов F-l 11 и FB-111, находящихся на вооружении ВВС США, завершились 1 августа 1971 г. Во время испытаний произошло два существенных разрушения. В одном случае при 88% от максимальной нагрузки сломались опоры оси левой консоли стабилизатора, во втором – при 57,5% нагрузке от максимальной разрушилась нижняя пластини кессона крыла.

В конце 1966 г. самолет впервые выполнил сверхзвуковой полет на высоте порядка 300 м в режиме следования рельефу местности. Полеты на испытание системы следования рельефу местности проводились в гористой местности к северу от авиабазы Эдварде и над штатом Невода. Вообще, основной объем летных испытаний был выполнен в зонах, закрепленных за базой Эдварде, только климатические испытания проводились на Аляске, в Панаме, Аризоне и Неваде.

В мае 1967 г. два самолета (19-й и 20-й) совершили демонстрационный перелет с базы Лоринг, шт. Мэн через Атлантику для участия в Парижском авиасалоне. Полет проходил без дозаправки в воздухе и без подвесных топливных баков, однако на маршруте пару F-111A все-таки страховал танкер КС-135А. Самолет № 19, «стандартный» F-111А совершил посадку в Англии на аэродроме Уэзерфилд. Здесь его осмотрело командование ВВС Бе Величества. «Двадцатка» приземлилась в Ле-Бурже. Это был «гибридный» самолет с крылом увеличенного размаха от бомбардировщика FB-111. Полет по маршруту Лоринг – Париж занял 5 ч 55 мин, включая 25 мин. ожидания в зоне разрешения на посадку. Машина демонстрировалась на стоянке в период проведения очередного Парижского авиасалона. В показах принимали участие оба самолета. F-l 11А No 19 прилетал из Британии, но в статической экспозиции он так и не появился. Первый в мире серийный самолет с изменяемой стреловидностью крыла вызвал неподдельный интерес у авиационных специалистов всего миро. Главный конструктор многих самолетов КБ Сухого Олег Сергеевич Самой- лович в своих воспоминаниях писал, как он детально фотографировал F-111. Не он один. Если покопаться в архивах ОНТИ ЦАГИ, то можно обнаружить фотоальбом по F-111, отснятый тогда же в Ле-Бурже.

САМОЛЕТЫ ВТОРОЙ МИРОВОЙ ВОЙНЫ

Владимир КОТЕЛЬНИКОВ