Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

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.

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.), м 2 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