Текст книги "Авиация и космонавтика 2003 12"

Автор книги: авторов Коллектив

сообщить о нарушении

Текущая страница: 4 (всего у книги 7 страниц)

Популярный в советских изданиях снимок звено МиГ-27, «готовых к взлету». На самом деле самолеты стоят в самом конце ВПП..

Предполетная подготовка МиГ-27

Замок ДЗУ– IA

По ходу серийного выпуска МиГ– 27 блоки ПрНК постоянно подвергались доработке, что позволяло постепенно расширять возможности комплекса К примеру, самолеты, оборудованные блоками прицельно-навигационного комплекса 4-го этапа, помимо прочего, дополнительно обеспечивали вылет как со своего аэродрома, так и с любого из запрограммированных без повторного ввода координат своего аэродрома.

Эксплуатация МиГ-27 подтвердила его достоинства, одновременно выявив ряд особенностей. Изменились разгонные и скоростные характеристики, выход на сверхзвук требовал скорректированного увеличения оборотов двигателя и уборки крыла, на посадке следовало тщательно следить за движением РУД, не допуская резкой уборки оборотов и просадки потяжелевшей машины. При разгоне в кабине начинался гул и ощущалась дрожь от потока в нерегулируемых воздухозаборниках, заставляя внимательно контролировать работу силовой установки.

Массовое поступление самолета в ВВС потребовало более серьезно заняться изучением штопорных характеристик МиГа и связанных с этим особенностей двигателя. Стоило самолету перейти в скольжение, чтобы начался срыв потока в воздухозаборниках, за которым следовал их помпаж и, тут же, помпаж двигателя. Помпаж носил лавинообразный характер и развивался настолько стремительно, что температура газов скачком зо секунду возрастала на 150-200 , грозя прогаром турбины. Чтобы не сжечь двигатель, его требовалось мгновенно выключать Однако строевые летчики не успевали справляться с ситуацией (случай сам по себе являлся нештатным). В качестве конструктивной меры, помимо автоматики отсечки топлива АОТ, двигатель был оснащен противопомпажной системой СПП для защиты от перегрева, ограничивавшей подачу топливо в критической ситуации. Но небольшой высоте выключение двигателя было опасным – могло не хватить времени для повторного запуска.

На сверхзвуке при приборной скорости выше 1250 км/ч срыв воздушного потока приводил к несимметричному помпажу воздухозаборника и затягиванию в скольжение с еще большими углами. Самолет переходил в стремительное инерционное вращение, раскручиваясь вокруг поперечной оси с нарастающей перегрузкой и делая полный оборот всего за секунду. Режим был настолько жестким, что трескались стенки каналов, вылетали створки, ломался подфюзеляжный гребень и деформировались воздухозаборники Имели место и случаи разрушения самолета. Чтобы удержать самолет но сверхзвуке от попадания в зону критических скоростей с пониженным запасом устойчивости, РУД пришлось оборудовать специальным запирающим клапаном, который не давал при скорости М=1,7 убрать обороты и оказаться в опасной области. Чтобы погасить скорость, следовало вначале выпустить крыло, и только после торможения двигатель позволял увести обороты с 'максимала".

В отношении штопорных характеристик большой обьем испытаний и доводок машины долгое время оставлял эту задачу второстепенной. Программа работ по штопорным свойством МиГ-23 была начата в 1973 году и совпала с испытаниями МиГ-23БМ. Проблема требовала разрешения – если большинство машин, включая Су-7Б и МиГ-21, разрешалось пилотировать на грани сваливания, о близости которого те предупреждали тряской и легко возвращались на нормальные режимы, то МиГ-23 сваливался практически мгновенно, причем полет со скольжением и срыв сопровождались отказом силовой установки. По данным ОКБ, из-за утраты устойчивости и управляемости на больших углах были потеряны более полусотни МиГов. В.Е.Меницкий, признавая, что "мы самолет глубоко не знали", вспоминал о случае, когда после очередного происшествия заводские летчики укоряли его вопросом: "Что же вы недоиспытали самолет?!"

Накладной бронеэлемвнт на борту кабины МиГ-27

Ударные МиГи не предназначались для энергичного воздушного боя и пилотажа, но приемы боевого маневрирования и техники пилотирования требовали тщательного изучения их штопорных свойств. В программе испытаний на сваливание и штопор участвовали обе стороны – ОКБ и ЛИИ от разработчика и НИИ ВВС от заказчика. Основными направлениями были определение допустимого диапазона эксплуатационных углов атаки и выработка методик по предупреждению сваливания и выводу из штопора.

Как и "двадцать третий", МиГ-27 проявил себя специфичной в этом отношении машиной. Штопор на МиГ-27 был рискованным режимом, самолет легко переходил из неустойчивого вращения в плоский штопор (причем очень энергичный и с большими перегрузками) и аэроинерционное вращение с большой потерей высоты. Если при стреловидности 16° самолет сваливался плавно, предупреждая об уменьшении скорости легкой тряской, то при основных полетных режимах со сложенным крылом в 45° и 72" МиГ-27 с выходом на критические углы атаки валился безо всякого предупреждения, реагируя на перетянутую ручку энергичным быстрым переходом во вращение, оставляя летчику не больше 1-2 секунд, чтобы избежать штопора. Объем испытаний потребовал значительного времени, и они были завершены только к 1980 году.

А.С.Бежевец, один из опытнейших летчиков НИИ ВВС, на МиГ-27 попал в серьезное штопорное вращение, при котором оказались бездейственными все отработанные методики. Самолет падал с 9000 м до самой земли, и только благодаря выдержке и умению летчика ему удалось вывести машину, воспользовавшись восстановившимся "демпфирующим" моментами в более плотных слоях воздуха.

Осенью 1980 года в НИИ ВВС в штопоре на МиГ-27 погиб летчик Л Иванов. В испытательном полете на определение маневренных характеристик, летчик потерял скорость и свалился в штопор. Высота оказалась небольшой, а специальной подготовки для выхода из ситуации он не имел и, не успев покинуть самолет, врезался в землю на полигоне.

Тяжелой утратой стала гибель одного из ведущих специалистов НИИ ВВС, заслуженного летчика-испытателя полковника Н И Стогово, разбившегося на МиГ-27 в Ахтубинске при невыясненных обстоятельствах. Летчик, только что получивший звание Героя Советского Союза за участие в боевой работе в Египте, 28 апреля 1982 года выполнял облет серийного самолета после регламентных работ. На высоте 6000 м самолет несколько раз по дуге набирал высоту и снижался, а затем пошел к земле, разгоняясь и увеличивая угол пикирования Перед самым удором летчик полностью взял ручку но себя, но было уже поздно. Через мгновение самолет врезался в землю. Тайну случившегося летчик унес с собой: Стогов в полете не выходил на связь и, видимо, на время потерял сознание, хотя и отличался завидным здоровьем.

С учетом опасности штопора эксплуатационные ограничения были назначены с изрядным запасом: если при прямом крыле сваливание грозило при выходе на углы 26-28°, то предельно допустимый угол составлял в полтора раза меньше – 16° (по совпадению, равняясь стреловидности крыла); при сложенном крыле и стреловидности 45° и 72", когда возрастал запас продольной устойчивости по перегрузке, предельно допустимый угол атаки равнялся 22° (сваливание наступало при 28– 32°). При грамотном пилотировании без выхода на ограничения, как гласило заключение испытателей, самолет "обладает удовлетворительными характеристиками устойчивости и управляемости во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета".

Для предупреждения летчика о близости опасных режимов был введен целый ряд конструктивных мер. В кабине на самом видном месте находился указатель угла атаки УУА-1А с крупной хорошо читаемой шкалой. Еще один сигнализатор предельно допустимых углов СУА-1 сообщал об опасности более броско – вспыхивающей лампой. Тряску но ручке, сопутствующую близости сваливания и привычную по другим машинам, имитировало устройство рычажно-импульсной сигнализации РИС.

Позднее на самолете были внедрены и более радикальные конструктивные нововведения, активно воздействовавшие на управление самолетом. Система автоматического управления в исполнении САУ-23Б1 получило перекрестные связи в каналах тангажа и крена. САУ с перекрестными связями и новым автоматом загрузки АРЗ-1А 5-й серии позволила улучшить поведение самолета но больших углах атаки, демпфирование и характеристики сваливания. Поначалу, из соображений экономии, собирались оборудовать самолет только одной из этих систем, но сами по себе они не решали проблемы и потребовалось внедрить и ограничительный механизм, и повышавшую устойчивость САУ. Ручку управления оснастили ограничителем хода с толкателем, который препятствовал выводу самолета но опасные углы. При энергичном взятии ручки на себя шток толкателя отправлял ее вперед, причем скорость его хода зависела от темпа задирания носа, исключая возможность динамического заброса на больший угол.

(Продолжение следует)

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

Таблица 1 Состав бортового оборудования самолетов F-111А и F-111B:

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.

ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ

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.