Улучшения базирования в 1960-х годах оказался неприемлем — большие размеры силовой установки с поворотными соплами давали чрезмерное лобовое сопротивление, вертикальный взлет и посадка «съедали» львиную часть топлива. Задача создания сверхзвукового СВВП была решена лишь спустя четверть века — сделали это в нашей стране (Як—141). В начале же 1960-х годов были предприняты попытки применить малоразмерные дополнительные подъемные двигатели и создать сверхзвуковой самолет не вертикального, а короткого взлета и посадки. Однако и эти усилия не имели успеха, поскольку «подъемники» не улучшали маневренные характеристики самолета, а его весовую отдачу значительно ухудшали. В результате конструкторы стали на второй путь — использование крыла изменяемой стреловидности. С таким крылом в 1960—х годах были созданы два фронтовых бомбардировщика — американский F-111 и российский Су—24, программы которых начинались с изучения машин с подъемными двигателями. Выяснив после годичных исследований, что задача создания сверхзвукового СВВП явно не соответствовала существовавшему уровню техники, американские ВВС отменили нереальное задание, а еще через год сформулировали другие ТТТ. В предварительном виде (SDR 17—System Development Requirement, система оружия WS 324А) они были выпущены 5 февраля 1960 г., в детальном (SOR 183 — Specific Operational Requirements) — 14 июля 1960 г. Это техническое задание отличалось отказом от вертикального взлета и посадки, вместо которых требовались укороченный взлет и посадка с длиной разбега и пробега менее 915 м на грунтовых ВПП. Включено было также новое и весьма сложное требование — радиус действия около 1300 км на малых высотах, включая сверхзвуковой бросок (М=1,2) протяженностью 640 км на предельно малой высоте. Маловысотный полет должен был обеспечить радиолокационную маскировку самолета и успешный прорыв ПВО. Родилось это требование из успехов российских конструкторов-ракетчиков, создавших высотный зенитный ракетный комплекс С-75, эффективность которого была подтверждена сбитнем разведчика U—2 под Свердловском 1 мая 1960 г. — за два месяца до выпуска американцами детальных ТТТ к будущему F-111. В число других требований к новому всепогодному двухместному самолету входили максимальное число М=2,5, высота полета более 18300 м, перегоночная дальность 6120 км без дозаправки топливом в полете и боевая нагрузка 7,3—14,1 т. В технике нередко бывает, когда изобретение не сразу находит себе применение и годами ждет своего часа. В полной мере это относится к крылу изменяемой стреловидности. Зародилось оно в прошлом веке, когда еще не было самого понятия стреловидности и речь шла о повороте крыла в своей плоскости. Идея такого поворота была выдвинута в поисках наилучших средств управления самолетом и приоритет здесь, по—видимому, принадлежит французу Ф.д'Эстерно. Смена в США администрации еще более усложнила требования к самолету. Р.Макнамара, пришедший к руководству министерством обороны в составе команды Дж.Кеннеди, был ярым приверженцем критерия «стоимость—эффективность» и считал, что в целях уменьшения военных расходов необходимо сократить до минимума число типов вновь разрабатываемых самолетов. 16 февраля 1961 г. Макнамара рекомендовал ВВС изучить возможность выполнения самолетом TFX непосредственной авиационной поддержки наземных войск в интересах армии и решения задачи ПВО флота в интересах ВМС (вместо программы дозвукового перехватчика Дуглас F6D «Миссайлир» и начавшейся следом за ней программы истребителя FADS). Требование непосредственной авиационной поддержки для армии было впоследствии снято, но указание о необходимости использования самолета также в ВМС было повторено в июне 1961 г. и 8 сентября 1961 г., было принято решение о создании нового самолета в вариантах для ВВС и ВМС под пересмотренные объединенные требования SOR 183. Это первый в США случай проектирования самолета с самого начала в вариантах наземного и корабельного базирования. Взлетная масса варианта для ВВС должна была составить около 27,2 т (примерно на 9,1 т меньше, чем предполагалось ранее), варианта для ВМС — около 25,0 т. 29 сентября 1961 г. 10 фирмам (Боинг, Чанс-Воут, Дуглас, Дженерал Дайнэмикс, Грумман, Лок-хид, Макдоннелл-Дуглас, Норт Америкен, Нортроп и Рипаблик) было направлено ТЗ, в феврале 1962 г. фирмы Боинг и Дженерал Дайнэмикс, представившие проекты самолетов с КИС и ТРДД Пратг -Уитни TF30, получили контракты на проведение дополнительных проектных исследований самолета (получившего в декабре 1961 г. обозначения F-111A в варианте для ВВС в варианте для ВМС). 24 ноября 1962 г. после рассмотрения четвертого варианта предложений от каждой фирмы было объявлено о выборе проекта фирмы Дженерал Дайнэ-микс. Важную роль при выборе сыграла большая (более 80% в сравнении с 60%) общность конструкции модификаций F—111A и F-111B по проекту фирмы Дженерал Дайнэмикс. Фирма Дженерал Дайнэмикс затратила более 2 млн чел-ч на подготовку предложений по проекту, в том числе провела испытания в АДТ объемом около 5000 ч. 21 декабря 1962 г. с фирмой Дженерал Дайнэмикс был заключен контракт на постройку 23 опытных самолетов (18 F-111A и 5 F-111B), а в ноябре 1963 г. фирма Дженерал Дайнэмикс выдала субконтракт на разработку и производство самолетов F—111В фирме Грумман. Первый полет первого опытного самолета F—111A состоялся 21 декабря 1964 г. (ему предшествовали испытания в АДТ общим объемом около 21000 ч), F-111B— 18 мая 1965 г. Первый серийный самолет W— 111A совершил первый полет 12 февраля 1967 г., начало поступления на вооружение — октябрь 1967 г. Первая эскадрилья самолетов достигла боеготовности в марте 1968 г., а первое авиакрыло — в июле 1971 г. По планам 1965г. ВВС и ВМС США предусматривали закупку 1350 самолетов F—111A и 350 самолетов F—111В. Но в июле 1968 г. работы по F—111В были прекращены в связи с его чрезмерной взлетной массой (31300 кг у первого опытного самолета и 34020 кг у первого серийного вместо расчетных 25000 кг) и неудовлетворительными характеристиками. Объем производства самолетов F—111A был значительно уменьшен в связи с возникшими техническими проблемами: недостаточное согласование характеристик воздухозаборников и двигателей, осложнения в ходе прочностных испытаний и т.д. Большую роль сыграл и существенный рост массы самолета и стоимости его программы. В качестве примера расскажем подробнее о прочностных проблемах. Первой из них стала недостаточная усталостная долговечность тяги управления цельноповоротным стабилизатором. В разделе по боевому применению F—111 подробнее рассказано, что этот недостаток был обнаружен в начале 1968 г. и стал причиной потери как минимум двух машин. Фирме пришлось пойти на дорогостоящую операцию — на всех построенных к тому времени машинах крылья были отстыкованы, балка центроплана вскрыта и усилена накладками, что увеличило ее массу почти на 230 кг. Боингом, который предполагал выполнить балку из титанового сплава — менее апробированного в то время в авиации по сравнению со сталью. Время титана наступило позже, при проектировании последующих самолетов с крылом изменяемой стреловидности: в США бомбардировщика Рокуэл В—1 и истребителя Грум-ман F—14, в Западной Европе — истребителя—бомбардировщика Панавиа «Торнадо». Широко используется титан и в российском Су-24 — аналоге F-111. Через год, 22 декабря 1969 г., последовал новый удар — выполняя горку на малой высоте для выхода из учебной атаки, один из F—111A, балка на котором уже была упрочнена, потерял целиком левую поворотную консоль крыла. Экипаж погиб. Причиной катастрофы оказалась большая раковина в проушине шарнирного крепления поворотной консоли к балке. Этот дефект не был обнаружен магнитным и ультразвуковым неразрушающим контролем. Вновь были предприняты дорогостоящие меры: каждый из 340 построенных или строившихся к тому времени самолетов еще раз проплел неразрушающий контроль и, кроме того, подвергся на стенде максимальным эксплуатационным нагрузкам (перегрузки +7,33 и —2,4 при стреловидности крыла 56°). При этом конструкцию двух самолетов пришлось упрочнить. Подобной операции не подвергался ранее ни один из американских самолетов и F—111 в этом отношении уникален. Один из поучительных примеров, встретившихся в программе F—111, связан с эргономическими проблемами компоновки рабочего места летчика. При выборе направления перемещения ручки управления стреловидностью крыла столкнулись два мнения. Одни специалисты говорили, что летчик мысленно представляет себе форму крыла в плане и направление перемещения ручки должно совпадать с направлением движения консолей крыла — то есть при перемещении ручки вперед консоли отклоняются вперед. Другие считали, что эта ручка, как и рычаг управления двигателем, ассоциируется у летчика со скоростью полета, и ее перемещение вперед должно соответствовать росту скорости и, следовательно, отклонению консолей крыла назад. Вначале возобладала вторая точка зрения. Но спор был решен катастрофой опытного самолета F—111 А, происшедшей 19 января 1967 г. При заходе на посадку экипаж обратил внимание на чрезмерную скорость снижения самолета. Быстро выяснилось, что консоли крыла были установлены под углом 26°, тогда как рычаг управления двигателем занимает положение, соответствующее стреловидности 16°. Командир экипажа мгновенно отреагировал перемещением рукоятки управления стреловидностью крыла. Но, забыв в спешке установленное правило перемещения, вместо того, чтобы отклонить ручку назад, он рефлекторно толкнул ее вперед. Самолет просел и ударился о землю в момент, когда крыло имело уже угол стреловидности 50°. До ВПП самолет не долетел около 2 км, но экипаж сумел благополучно погасить скорость до полной остановки самолета (посадка осуществлялась на дно высохшего озера на авиабазе Эдварде). Второй летчик, целый и невредимый, быстро выпрыгнул из кабины, обежал нос самолета и попытался помочь вылезти находящемуся в шоке командиру. В этот момент возник пожар и второй летчик получил смертельные ожоги. Командиру удалось уцелеть. После этого была принята схема управления, при которой направление перемещения ручки совпадает с направлением движения консолей крыла. Несмотря на создание усовершенствованных модификаций самолета, которое позволило частично решить технические проблемы, всего в 1964—1976 гг. было построено лишь 562 самолета F—111 в следующих вариантах:
F—111A — построено 159 самолетов в 1964—1969 гг., включая 17 опытных, один разведчик EF-111A и два YF-111A, построенные первоначально для Великобритании под обозначением F-111K и использовавшиеся ВВС США для НИОКР после аннулирования Великобританией заказа на 50 самолетов F—111K. Снят с вооружения.
F-111B — 7, включая 5 опытных и 2 серийных, в 1965— 1968 гг., F-111C — 24 в 1968— 1973 гг.
F-111D — первый полет первого серийного 15 мая 1970 г., поставлено 96 в июне 1970 г. — феврале 1973 г. Снят с вооружения в декабре 1992 г.).
F-111E — первый полет первого серийного 20 августа 1969 г., построено 94 в 1969—1971 гг.
F—111F — поставлено 106 в 1971 г. — ноябре 1976 г.
FB-111A — 76 в 1968— 1971 гг. Снят с вооружения.
Из этого числа тактическому авиационному командованию ВВС США было поставлено 455 самолетов в вариантах F-111A/D/E/F, имеющих идентичные геометрические характеристики и отличающихся составом БРЭО, конструкцией воздухозаборников и модификацией установленных двигателей. Например, второй серийный вариант — F—111E — отличается от F—111A большими размерами воздухозаборников двигателей (в расчете на улучшенный двигатель TF30—Р—100, который оказался готовым для установки только на F—11 IF). На варианте F—111D была установлена новая авионика (прицельно—навигационная система Мк.2, ИЛС). Как считалось, F-111D превосходил другие варианты F-111 и единственным среди них мог достаточно эффективно вести воздушный бой, но из-за недоведенности авионики возможности машины не были полностью реализованы, и с середины 1980-х годов он использовался в роли учебно-тренировочного самолета. Планы создания разведчика RF-111D не были осуществлены. Один из недостатков первых вариантов двигателя TF30, используемого на F—111, состоял в малой тяге. Двигатель TF30-P—100, установленный на F—111F, значительно улучшил характеристики самолета: тяговооруженность машины увеличилась с 0,41 у F—111A до 0,50 у F-111F. Бомбардировщики FB-111A (описание приводится отдельно) с крылом увеличенного размаха, более мощными двигателями и усиленным шасси поставлены стратегическому авиационному командованию ВВС США. В 1990 г. В результате парк австралийских F—111 сможет эксплуатироваться до 2020 г. В 1981—1985 гг. 42 самолета F—111A были модифицированы в самолеты РЭБ EF-111A «Рейвен». Один из F—111 был модифицирован вначале в экспериментальный TACT/F-111 (первый полет в ноябре 1973 г.), который имел сверхкритическое крыло и использовался для исследований по программе техники околозвукового самолета TACT (Transonic Aircraft Technology), а затем в экспериментальный AFTI/F-111 (первый полет 18 октября 1985 г., испытания завершены в марте 1989 г. после налета около 145 ч), который имел адаптивное крыло и использовался для исследований в рамках комплексной программы изучения техники перспективного истребителя AFTI (Advanced Fighter Technology Integration). Четыре австралийских F—111С модифицированы в разведчики RF—111С, FB—111A были модифицированы в тактический вариант F-111G и переданы тактическому авиационному командованию. Однако они использовались в основном для тренировочных полетов и в середине 1993 г. были сняты с вооружения. Общая стоимость НИОКР, испытаний и производства самолетов F—111 составила 7,9 млрд долл. Цена одного оборудованного F-111A — 8,2 (11,8 с учетом НИ-ОКР и модификаций) млн долл., F-111D — 8,5 (12,8) млн долл., F-111F — 10,9 (13,7) млн долл., FB-111A — 12,5 млн долл. К середине 1993 г. ВВС США свели все свои самолеты F—111E, F-111F и EF-111A «Рейвн» в одно 27—е «супер авиакрыло» в составе пяти эскадрилий самолетов F—111 на авиабазе Кэннон (шт.Нью-Мексико). Все остальные варианты самолета F—111 сняты с вооружения. Это авиакрыло — одно из десяти авиакрыльев восьмой воздушной армии в составе боевого авиационного командования. Штаб-квартира армии находится на авиабазе Барксдейл (шт.Луизиана). Задачи армии состоят в осуществлении устрашения неядерными и ядерными средствами. На ее вооружении находится большинство тяжелых бомбардировщиков США, а также все самолеты F-111. К началу 1994 г. на вооружении ВВС США остались около 150 самолетов F—111. В составе 27-го авиакрыла находятся (без учета резервов) 16 самолетов F—111E (используются для тренировки), 64 F-111F (боевые самолеты) и 25 EF-111A (самолеты РЭБ). С начала 1970-х годов самолет F—111 прошел несколько модификаций. Вариант F—111F — единственный F—111 с системой «Пейв Тэк». 82 самолета F-111F проходят дальнейшую модификацию по программе «Пейсер Страйк», которая началась в 1989 г. (первоначально планировалось также модернизировать по этой программе и самолеты F-111D, но в 1990г. от этого отказались). Первый модернизированный самолет F—111F поставлен в конце 1993 г., программа завершится в 1998 г. Авионика самолетов F—111F, модернизированных по программе «Пейсер Страйк», будет на 80% аналогична авионике самолетов F-111E и EF-111A, которые были модернизированы ранее по программе AMP. В 1996—2003 ф.гг. будет модернизировано оборудование самолетов EF—111A. Из-за многочисленных проблем, встретившихся в ходе раз работки F—111, он подвергался резкой критике в американской печати. Как—то его даже назвали «глупость Макнамары». Действительно, первоначальная попытка сделать этот самолет многоцелевым истребителем для ВВС и ВМС не удалась. Однако после излечения «детских болезней» он стал эффективным всепогодным фронтовым бомбардировщиком. По способности совершать полет на малых высотах для нанесения ударов по целям в глубине оперативной обороны противника он и сейчас не имеет равных в американской фронтовой авиации, превосходя в этом отношении пришедший ему на смену истребитель-бомбардировщик F—15E. ВВС США планируют продолжить эксплуатацию самолетов F-111F до 2010 г. и далее. Для этого предполагается модифицировать лонжерон крыла (чтобы уменьшить опасность трещинообразования) и обтекатель механизма поворота консоли крыла (для предотвращения коррозии), а также установить систему контроля работы двигателей. Австралийские самолеты F/RF-111C также предполагается модернизировать, начиная с 1995 г.
КОНСТРУКЦИЯ
Самолет нормальной схемы с высокорасположенным крылом изменяемой стреловидности (КИС) и двумя двигателями в хвостовой части фюзеляжа. Планер выполнен с широким применением алюминиевого сплава 2024-Т851, используются также сталь D6AC, сталь 4330 и титановые сплавы (около 700 кг). Обшивка кессонов крыла и киля состоит из монолитных механически обработанных панелей из алюминиевого сплава, остальная обшивка (кроме носового обтекателя и законцовок стабилизатора) — из трехслойных панелей толщиной около 22 мм из алюминиевых сплавов 5052 и 5056 с сотовым заполнителем. Носки и хвостовые части крыла и киля» а также предкрылки, закрылки и интерцепторы имеют конструкцию с алюминиевым сотовым заполнителем. Расчетный ресурс планера 6000 ч, в дальнейшем был установлен ресурс 10000 ч. Крыло пятилонжеронное с модифицированным профилем NACA 64A210.68 у шарнира поворота и NACA 64A209.80 на концах. Длина САХ 2,76 м; при стреловидности крыла 16° угол поперечного V равен 1°, угол установки 1° у корня и —3° на концах, удлинение крыла 7,56. Подвижные части крыла (ПЧК) соединены с неподвижными частями (НЧК) шарнирами, расположенными на концах стальной (D6AC) коробчатой балки длиной 4,3 м. Балка, в основном, сварная, с болтовым креплением верхней 20 с. Команда на изменение стреловидности крыла подается ручкой на левой стороне кабины. Механизация крыла включает расположенные по всему размаху отклонения внутренних секций предкрылков и улучшения их обтекания. На верхней поверхности ПЧК установлены интерцепторы (общая площадь 3,6 м2), служащие ПЧК двухпозиционные предкрылки (угол отклонения около 40°) и двухщелевые восьмисекционные панели. Диаметр осей шарниров 215 мм. ПЧК приводятся двумя винтовыми домкратами от двух гидродвигателей мощностью по 73,6 кВт (100 л.с). Максимальное усилие домкратов 2256 кН (230 тс), продолжительность изменения угла стреловидности от минимального до максимального около закрылки Фаулера, обеспечивающие максимальный коэффициент подъемной силы крыла около 3. Закрылки отклоняются на угол до 37° при углах стреловидности крыла не более 26°. НЧК снабжены поворотными наплывами, отклоняющимися при взлете и посадке для беспрепятственного для поперечного управления, а также в качестве воздушных тормозов/гасителей подъемной силы.
Фюзеляж типа полумонокок с малым шагом шпангоутов. Его основным силовым элементом служит килевая Т—образная балка, к которой подвешены двигатели. В стенке и полке балки размещено топливо. Кабина экипажа двухместная с расположенными рядом креслами летчика и оператора системы вооружения. Панели остекления фонаря, расположенные над креслами экипажа, открываются вверх—вбок, поворачиваясь относительно шарнира на центральной раме. На первых 11 самолетах F111A были установлены катапультируемые кресла, на последующих самолетах используется спасательная капсула, разработанная фирмой Макдоннелл—Дуглас, обеспечивающая аварийное покидание самолета на стоянке и отделяемая от планера линейным кумулятивным зарядом и ракетным двигателем с тягой 178 кН (18145 кгс). Диаметр купола парашюта капсулы 21 м. Носовая часть фюзеляжа самолета F—111В отклонялась с уменьшением его длины с 20,4 до 18,9 м для облегчения его размещения на авианосце.
Стабилизатор (общая площадь 13,1 м2) цельноповоротный, дифференциальный, расположен в одной плоскости с крылом. При максимальном угле стреловидности крыла щель между его задней кромкой и передней кромкой стабилизатора равна 25 см. Киль (10м2) с рулем направления, отклоняющимся в диапазоне ±30° на взлетнопосадочных режимах и в диапазоне ±7,1° в крейсерском полете. Под фюзеляжем расположены два длинных узких фальшкиля общей площадью около 2,5 м2.
Шасси трехопорное с одноколесными основными и двухколесной передней стойками. Носовая стойка убирается вперед, основные стойки убираются в отсек между каналами воздухозаборников двигателей. С целью обеспечить посадку без выравнивания на грунтовые аэродромы для основного шасси выбраны колеса большого диаметра (размеры шин 1194x457 мм) с бескамерными пневматиками низкого давления (0,78 МПа, 8 кгс/см2).
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
Опытные самолеты и первые 30 серийных F—111A были оснащены двигателями TF30-P-1 с форсированной/нефорсированной тягой 82,3/47,8 кН (8390/4875 кгс). На последующих самолетах F—111A (начиная с 1967 г.), а также F—111С и Е устанавливались двигатели TF30-P-3 с такими же тяговыми характеристиками. На F-111D используются TF30-P-9 (91,8/55,3 кН, 9360/5640 кгс), на F-111F — TF30-P-100 (111,7/ 66,7 кН, 11385/6800 кгс). TF30 — двухвальный ТРДДФ со смешением потоков, имеет нерегулируемый ВНА, 3—ступенчатый вентилятор, 6—ступенчатый компрессор низкого давления (НД) и 7—ступенчатый компрессор высокого давления (ВД), 3—ступенчатую турбину НД и 1—ступенчатую турбину ВД. Камера сгорания трубчато-кольцевая, форсажная камера, регулируемая с пятью ступенями изменения тяги. Сопло эжекторное всережимное. Характеристики варианта TF30-P-100: степень двухконтурности 0,73, полная степень повышения давления 22, расход воздуха 118 кг/с, длина двигателя 6,14 м, диаметр 1,24 м, масса 1807 кг. Колесные тормоза дисковые, имеется автомат торможения. Створка ниши основных стоек шасси (площадь 1,82 м2) используется в качестве воздушного тормоза при угле отклонения 40°. База шасси 7,44 м, колея 3,19 м. Воздухозаборники двигателей боковые четвертькруговые с подвижными центральными четвертьконусами, внентнего сжатия. Каналы воздухозаборников сравнительно короткие и на первых опытных самолетах отмечалась неустойчивая работа компрессора из-за неравномерности потока на входе в компрессор. Воздухозаборники F—111А были модифицированы (применены центральное тело в виде двойного конуса с изменяемым от 8,5° до 26° углом раствора, турбулизаторы потока, новая система отвода пограничного слоя), но согласование воздухозаборника с двигателем оставалось неудовлетворительным и максимальная скорость была ограничена величиной примерно 2230 км/ч (М=2,1).
Топливо размещается в баках—отсеках в консолях врыла, в средней части фюзеляжа между кабиной и крылом, в хвостовой части фюзеляжа над отсеком двигателей и баке—отсеке в киле. Общая емкость внутренних топливных баков на F-111A, D и Е — 19052 л, на F-111F — 19021 л. На пилонах под крылом возможна подвеска сбрасываемых баков емкостью по 1700 л или 2270 л. ПТБ наиболее широко использовались на FB-111A, из самолетов F—111 подвесные баки в последние годы применялись лишь на вариантах F-111E и F и только на внешних поворотных пилонах. F—111G, как тренировочные самолеты, ПТБ не несли.