Сверхзвуковые самолеты

Цихош Эдмунд

После первоначального отказа от серийного производства самолета В-1 была начата разработка модификации FB-111H на базе бомбардировщика FB-111A. Эта модификация характеризуется меньшим диапазоном изменения угла стреловидности крыла (16-60°) при том же максимальном размахе, большими длиной (26,88 м) и высотой (6,71.м), а также максимальной взлетной массой 63 500 кг. Предполагалось, что модификация сохранит 43% конструктивных элементов и 79% оборудования самолета FB-111A; целиком заменить придется лишь главные стойки шасси (их оборудуют двухколесными тележками типа «тандем») и двигатели (на F101-6E-100 с форсажной тягой 133,4 кН). Облет опытного образца планировался на конец 1979 г.

Строительство F-111 было самой крупной программой истребительной авиации США со времен второй мировой войны. При этом ни одна летная программа (даже создание самолета ХВ-70) не вызывала столько дискуссий.

Вначале с этим самолетом связывали большие надежды, так как F-111 должен был стать первым самолетом, удовлетворяющим

требованиям как ВВС, так и военно-морской авиации США. Однако после проведения первых летных испытаний выяснилось, что модификация самолета, предназначавшаяся для ВМС США, непригодна для эксплуатации с авианосцев (впоследствии она была заменена самолетом F-14). На совершенствование модификации для ВВС США (с учетом полагаемого экспорта в Великобританию модификации F-111 К-варианта YF-111A) повлияли два события, имевшие место в 1968 и 1969 гг. Первое из них относится к боевым действиям во Вьетнаме, когда три из поставленных сюда шести самолетов были за короткое время сбиты. В 1969 г. имела место катастрофа самолета по причине отрыва поворотной части левой консоли крыла. После этих случаев число заказов резко сократилось, а фирма приступила к проведению дополнительных исследовательских работ. За 1964-1976 гг. было построено 562 самолета. В 1965 г. предполагалось, что стоимость одного серийного самолета будет составлять около 3,7 млн.долл.; однако уже в 1969 г. она возросла до 6,8 млн., а в 1973 г.-до 18,3 млн. долл. Одновременно выяснилось, что общие затраты по реализации . программы (в пересчете на один самолет) достигли 29,2 млн. долл. Стоимость разработки, строительства и испытаний двух опытных образцов FB-111H оценивалась в 380 млн. долл., а стоимость серийного самолета (при производстве 65 шт.)-в 42 млн. долл.

Рис. 2.128. Проекции двухместного многоцелевого истребителя с изменяемой геометрией крыла F-111A.

Рис. 2.129. Проекции стратегического бомбардировщика FB-111A.

Рис. 2.130. F-111A в крейсерском полете.

Описание самолета. F-111 представляет собой выполненный по классической схеме высоко- план с изменяемой геометрией крыла. Подвижные части крыла изготовлены с применением профилей NACA серии 63 и оснащены кинематической системой, обеспечивающей ручное управление изменением стреловидности передней кромки в диапазоне 16-72,5°. Система управления крыльями-смешанная, гидромеханическая с размещенным на левом пульте пилота рычагом. Исполнительный механизм состоит из двух гидроприводов, работающих в независимых друг от друга гидросистемах. Механическое соединение выходных устройств гидроприводов исключает возможность асинхронного поворота консолей крыла и обеспечивает безотказную работу в случае повреждения одной из систем. Направление перемещения рычага в кабине соответствует направлению движения поворотных частей крыла. Процесс изменения угла стреловидности от минимального до максимального значения длится 20 с. Соединение подвижных частей крыла с центропланом герметическое. Крыло оснащено предкрылками и двухщелевыми закрылками (по всему размаху), а также интерцепторами. Предкрылки и закрылки могут выдвигаться только при стреловидности 16-26°, а интерцепторы-при 16-45°. Привод предкрылков-электрический, а закрылков – гидравлический, с электрической аварийной системой. При угле стреловидности, превышающем 26°, совместный рычаг управления положением предкрылков и закрылков блокируется в положении «убраны», а при отклоненных закрылках исключена возможность увеличения угла стреловидности свыше 26°. Предкрылки выдвигаются только под углом 40°, а закрылки-в диапазоне до 37,5°, причем система блокирует убирание предкрылков, если закрылки отклонены на угол более 15°. Система управления самолетом состоит из интерцепторов, управляемого дифференциального стабилизатора и обычного стреловидного вертикального оперения. Интерцепторы используются как вспомогательные управляющие поверхности при полетах на малых скоростях. Электрическая система управления обеспечивает одновременное отклонение интерцепторов на обеих консолях крыла. В этом случае они выполняют роль тормозных щитков. В самолете использована адаптивная система управления тройного дублирования, в которой бортовая ЭВМ непрерывно контролирует и регулирует положение самолета относительно трех осей. Учитывая наличие мощной механизации крыла, конструкторы самолета отказались от применения тормозных щитков и парашюта.

Фюзеляж имеет большое поперечное сечение. В носовой части расположены кабина с креслами экипажа, размещенными рядом (управление самолетом осуществляется с любого места), и ниша уборки передней

стойки шасси; в центральной части находятся отсеки оборудования и вооружения, а в хвостовой части размещены двигатели. Схема кабины со сдвоенными креслами выбрана с целью лучшей координации действий пилотов, а также для уменьшения длины самолета в условиях его стоянки на авианосце. В аварийных ситуациях при полетах со сверхзвуковой скоростью предусмотрено отделение кабины самолета вместе с носовой частью фюзеляжа. Увеличение ширины кабины привело к тому, что воздухозаборники и двигатели пришлось переместить назад, а это в свою очередь повлекло за собой необходимость увеличения площади стабилизатора (для компенсации изменения положения центра тяжести). Шасси-трехстоечное; передняя стойка со спаренными колесами убирается вперед, главные (с одинарными колесами) крепятся к фюзеляжу и убираются вперед в его среднюю часть.

Двигательная установка. Два турбовентиляторных двигателя с форсажными камерами TF-30 фирмы «Пратт-Уитни» расположены в горизонтальной плоскости в задней части фюзеляжа. В двигателях TF-30 впервые применена система дожигания, позволяющая плавно изменять тягу. Исследования показали, что размещение двигателей (и выхлопных сопел) в непосредственной близости друг к другу при обтекании фюзеляжа сверхзвуковым потоком приводит к уменьшению тяги приблизительно на 30% (результаты этих исследований использованы, в частности, при проектировании самолета F-14, у которого сопла разделены уменьшающейся по толщине частью фюзеляжа). На опытных самолетах F-111A и F-111B устанавливались двигатели TF30-P-1, а на серийных самолетах:

– F-111A и F-111С-двигатели TF30-P-3 с тягой на форсаже 89,1 кН (9100 кГ);

– FB-111А – TF30-P-7 тягой 90,52 кН (9230 кГ);

– F-111D и F-111E-TF30-P-9 тягой 87,19 кН (8891 кГ);

– F-111B-TF-30-P-12;

– F-l 1 IF – TF30-P-100 тягой 111,64 кН (11 385 кГ).

Топливо общей массой 14780 кг размещено в кессонных баках подвижных частей крыла, центральной и задней частях фюзеляжа и в килевом баке. У самолета имеются 6 узлов внешних подвесок, приспособленных для транспортировки дополнительных баков, а также оборудование дозаправки топливом в полете. Боковые воздухозаборники-регулируемые, с четвертько- нусными генераторами скачка уплотнения. Внутри воздухозаборника имеются турбулизаторы и отверстия для отсоса пограничного слоя с поверхности четвертьконуса, а снаружи-щели, отводящие пограничный слой с поверхностей фюзеляжа и нижней части крыла.

Вооружение. Стационарным вооружением самолета является шестиствольная пушка «Вулкан» М-61А1 (калибр 20 мм) с запасом снарядов 2000 шт.

На восьми пилонах (4 подвижных, кинематически связанных с устройствами поворота консоли крыла, и 4 неподвижных, сбрасываемых во время полета), а также в отсеке вооружения, который расположен в центральной части фюзеляжа, самолет может переносить ракеты, снаряды и бомбы (в различных вариантах) общей массой 13 608 кг (модификация истребителя-бомбардировщика) и 17000 кг (модификация бомбардировщика). Наиболее часто применяются ракеты класса воздух-воздух «Сайдуиндер» и «Сперроу» (при использовании самолета в качестве истребителя), а также класса воздух-поверхность «Шрайк», «Булпап» и «Мейверик» (при действии по наземным целям). Самолет оснащен современным электронным оборудованием, в состав которого входят система поиска, обнаружения и сопровождения целей, система управления огнем, автопилот с бортовым вычислителем, навигационное оборудование и т. д. Некоторые самолеты оборудуются системами инфракрасного обнаружения целей и устройствами лазерного наведения ракет.

Летно-технические данные F-111A FB-111A

Размах крыла (стреловидность макс./мин.), м 9,74/ 10,34/ /19,20 /21,34

Длина, м 22,40 22,40

Высота, м 5,22 5,19

Площадь несущей поверхности (мин. /макс.), м2 55,5/ 57,3 64,0 1) /66,8 1)

Масса пустого самолета, кг 17 500 22220

Взлетная масса (ном./ 32 000/ 45 360/ макс.), кг /41 500 /54000

Грузоподъемность, кг 13 608 17000

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), кг 14 720/10630

Удельная нагрузка накрыло (ном./макс.), кг/м2 649/748 791/942

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,8/2,33 2,51/2,98

Максимальное число Маха 2,5

Максимальная скорость, км/ч 2655 2200

Максимальная скорость у земли, км/ч 1470 1345

Практический потолок, м 15 500 18 300

Максимальная дальность, км 6400 6580

Длина разбега, м 915

1) Значения определены приблизительно, с учетом внутрифюзеляжных частей крыла. В некоторых источниках приводятся значения 48,8/58,7 и 48,8/61,0 м2 , а для удлинения-значения 1,34 и 7,56. Однако эти данные противоречивы.

«Мираж» V фирмы «Дассо»-одноместный истребитель- бомбардировщик вертикального взлета и посадки – Франция, 1965 г.

<