Читать онлайн «Сверхзвуковые самолеты». Страница 99

Автор Эдмунд Цихош

положения самолета. Для уменьшения поперечной устойчивости применен отгиб концов крыла вниз на угол 23°, что одновременно повысило эффективность работы закрылков.

Самолет построен в соответствии с концепцией безопасных отказов, в связи с чем большинство устройств и агрегатов задублировано. В конструкции планера широко используются сплавы титана (наряду со сплавами алюминия) и высокопрочные стали. Многолонжеронное моноблочное крыло выполнено с применением монолитных панелей. Монолитные панели использованы также в конструкции фюзеляжа и оперения. Все свободное пространство в крыле использовано под топливные кессон-баки.

Двигательная установка. TSR.2 оснащен двумя двухвальными турбореактивными двигателями «Олимп» 22R фирмы «Бристоль-Сиддли» с тягой на форсаже 146,80 кН (14970 кГ) каждый. Проблема выбора двигателя была одной из наиболее сложных в связи с требованием высокой экономичности силовой установки такого самолета. Отсутствие соответствующего, двухконтурного турбореактивного двигателя (в то время еще не была решена проблема дожигания в «холодном» вентиляторном контуре) предопределило использование одноконтурных турбореактивных двигателей. Боковые регулируемые воздухозаборники с подвижными полуконусами (регулировка автоматическая и ручная) имеют эллиптическое поперечное сечение.

Летно-технические данные

Размах крыла, м 11,28

Длина, м 27,13

Высота, м 7,32

Площадь несущей поверхности, м2 57,0

Масса пустого самолета, кг 18 800

Максимальная взлетная масса, кг 40000

Грузоподъемность, кг 7700

Емкость внутренних топливных баков, кг 13 500

Максимальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 702

Максимальное отношение массы самолета к тяге при форсировании, кг/даН 1,37

Максимальная скорость, км/ч 2125

Максимальная скорость у земли, км/ч 1200

Посадочная скорость, км/ч 240

Практический потолок, м 20000

Дальность (ном./макс.), км 3500/6000

Продолжительность полета, ч 3

Длина разбега, м 650

Длина пробега, м 500

F-111 фирмы «Дженерал дайнемикс»-многоцелевой двухместный истребитель с изменяемой геометрией крыла-США, 1964 г.

Рис. 2.127. Самолет F-111A с выпущенными предкрылками и закрылками.

История создания. История F-111 началась с конкурса на тактический многоцелевой истребитель TFX, удовлетворяющий требованиям как ВВС, так и военно-морской авиации ВМС США. В конкурсе предварительных проектов принимало участие шесть фирм, из которых ко второму этапу проектирования самолета были допущены «Дженерал дайнемикс» и «Боинг».

24.11.1962 г. было принято решение поручить разработку самолета (обозначенного F-111) фирме «Дженерал дайнемикс» в кооперации с фирмой «Грумман». Заказ включал строительство 23 самолетов (18Г-111А-для ВВС и 5F-111B-для ВМС США) на сумму 437,5 млн. долл. Эта сумма не учитывала затрат на двигатели, запасные части, наземное оборудование, тренировочное снаряжение, систему управления огнем и разработку ракет «Феникс». Планировалось построить в общей сложности (для ВВС и ВМС США) 1700 самолетов стоимостью около 7 млрд. долл. С учетом затрат на двигатели, запасные части, оборудование, тренировочное снаряжение и вооружение стоимость разработки опытных образцов составила свыше 1,2 млрд. долл. Облет первого опытного образца самолета состоялся 21.12.1964 г., а изменение конфигурации крыла в полете впервые было произведено 6.01.1965 г. К этому времени на разработку самолета было затрачено около 25 \ млн.чел.-ч, из которых на испытания в аэродинамической трубе пошло свыше 21 ООО чел.-ч.

Были разработаны и построены самолеты следующих модификаций:

– истребитель-бомбардировщик F-111А для ВВС США (18 предсерийных и 141 серийный, первые самолеты поступили на вооружение в 1967 г.), F-111D (облет 2.12.1968 г., 96 самолетов), F-111E (94 самолета) и F-111F (1971 г., 106 самолетов);

– истребитель-бомбардировщик F-111В для ВМС США (18.05.1965 г., 5 опытных образцов и 4 серийных самолета, первый из которых облетан 29.06.1968 г., в 1968 г. программа аннулирована);

– бомбардировщик стратегической авиации FB-111A (30.07.1967 г., 76 самолетов, первый серийный 13.07.1968 г.);

– штурмовик F-111C для Австралии (1968 г., 24 самолета);

– самолет-разведчик RF-111A (17.12.1967 г., модификация одного предсерийного самолета);

– самолет электронной разведки EF-111A (15.12.1975 г., модификация двух самолетов F-111A; облет первого серийного самолета, построенного фирмой «Грумман» по образцу F-111F, состоялся 10.03.1977 г.

Самолеты этой серии, оснащенные электронным оборудованием, имеют длину 23,47 м, высоту 6,10 м, собственную массу 24 313 кг и максимальную взлетную массу 39825 кг. Предусматривалось модифицировать таким образом 40 самолетов F-111F, однако в 1978 г. программа была аннулирована).

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.