Авиация и космонавтика 2003 12

Воздухозабоник Triple Plow II был установлен на 12-м прототипе и на последующих самолетах. На 12-м опытном самолете был реализован целый комплекс нововведений: помимо воздухозаборников, внедрены доработки по программе SWIP. Одним из результатов реализации мер по снижению массы стало, как ни странно, увеличение длины планера на 419 мм и, как следствие, изменение распределения массы. Результаты оценки ряда параметров, проведенных в полетах на 1 – 11-м прототипах, для 12-го опытного самолета уже не годились. Часть программы летных испытаний пришлось повторять.
Контракт на серийное производства самолетов F-111A министр все-таки подписал в мае 1967 г. К этому моменту удалось решить далеко не все технические проблемы (к примеру, отработанными считались лишь воздухозаборники Triple Plow I,а более совершенные Triple Plow II только испы- тыволись в полетах), реальные ЛТХ по ряду важнейших параметров не соответствовали заданным.
Проблема срыва компрессора – основная, но далеко не единственная проблема, выплывшая по ходу летных испытаний. В полете с крылом, установленным в положение минимальной стреловидности, отмечались вибрации
подвижных частей крыла, имели место случаи разрыва уплотнения между крылом и фюзеляжем. Неудовлетворительными были штопорные качества самолета. Больше расчетного оказалось сопротивление самолета (по некоторым оценкам на 25%). Результаты первых полетов позволяли говорить о неучтенном «донном» эффекте из-за ошибок в проектировании хвостовой части планера. Ошибочными оказались данные аэродинамических испытаний модели самолета, на которой отсутствовали реалистичные сопла двигателей, поэтому и донное сопротивление не учитывалось. Более тщательные продувки моделей самолета в аэродинамических трубах NASA показали, что примерно 40% сопротивления самолета F- 111А создается за задней кромкой крыла, в то время как изначально сопротивление, хвостовой части фюзеляжа оценивалось всего в 5%.
В конечном итоге многочисленные проблемы оказались столь серьезными, что шестой прототип в феврале 1967 г. был направлен для проведения летных исследований в НАСА.
Провальными выглядели и характеристики самолета как носителя обычного оружия. В сентябре 1966 г. на стол Макнамары лег документ с крайне нелицеприятной оценкой деятельности самого министерства и лично министра: «…несостоятельность самолета в качестве носителя обычного вооружения является следствием ошибок министерства обороны, которое сосредоточило свое внимание почти исключительно на рассмотрении задач доставки тактического ядерного оружия». Кроме того, ВВС окончательно убедились в неспособности F-l 11 вести воздушный бой, следствием чего стало начало работ по созданию истребителя завоевания превосходства в воздухе – будущего F-15.
Документ с оценкой самолета как системы доставки обычного оружия появился не просто так. Война во Вьетнаме заставила командование ВВС с гораздо большим, чем прежде вниманием отнестись к обычному оружию класса воздух-поверхность. Эксперт Рэнд Корпорейшн Джэймс Шлессинджер, будущий министр обороны, писал- «Многие годы закупка вооружений и обучение личного состава ВВС ориентировались на ядерную войну. Самолеты проектировались в качестве носителей атомной бомбы…требование нести обычное вооружение министерство обороны определялось как по- возможности». Именно вариант «по возможности» и был заложен в ТЗ на самолет TFX. Требования оговаривали подвеску обычных бомб общей массой 10 000 фунтов, но ничего не говорили о характеристиках самолета в варианте с такой боевой нагрузкой.
Вьетнам сместил приоритет с ядерного на обычное оружие самым радикальным образом. Результаты начатых в конце 1965 г. Государственных испытаний F-l 11 вызвали очередную волну критики: характеристики самолета из- за большой нагрузки на крыло и недостаточной тяговооруженности, по мнению ряда специалистов, не позволяли совершать скоростные маловысотные рейды в глубинные районы территории противника со значительной бомбовой нагрузкой на внешней подвеске. Впрочем «ядерные» требования также не были выполнены – дальность сверхзвукового броска на малой высоте составила не требуемые 200 миль, а всего 30.
Едва ли не все реальные характеристики самолета оказались ниже заданных. Данные по расчетным и реальным, полученным при испытаниях, характеристиках самолета F-l 1 1А приведены в таблице 2.
Стоимость самолета по самым скромным оценкам превысила планируемую в два раза.
Может сложиться впечатление, будто бы испытания самолета представляли собой сплошную цепь неудач, а самолет проектировали если не вредители, то неумехи. На самом деле все обстояло гораздо сложнее Самолет вобрал в себя слишком много новшеств с очень высокой степенью технического риска: сложнейшая электроника, ТРДДФ, крыло изменяемой стреловидности. Считалось, что именно крыло создаст наибольшие проблемы Вопросам устойчивости и управляемости самолета при различных положениях крыла уделялось особое внимание. Так вот, летные испытания стали поистине триумфом отвечавших за крыло аэродинамиков: данные летных испытаний в отношении устойчивости и управляемости полностью соответствовали расчетным.
Уроки Индокитая способствовали интенсификации этапов летных испытаний, связанных с вооружением самолета. В ВВС по программе испытаний оружия летало.три прототипа – пятый, седьмой и десятый. На пятом прототипе с конца 1965 г. отрабатывалась установка пушки Дженерал Электрик М-60 «Вулкан». Пушка с боекомплектом в 2000 снарядов размещалась в стандартном внутреннем отсеке вооружения. В ходе испытания производился отстрел пушки длинными очередями (продолжительность очереди до 20 с) по наземным целям с пикирования под углами 10-25°. 
Заказчики из ВВС оценили результаты стрельб как «превосходные». С середины 1967 г. на седьмом прототипе исследовался процесс сброса свободнопадающих бомб. Самолет оснащался кино- и фотоаппаратурой для фиксации процесса отделения боевой нагрузки на различных режимах полета. В 1967 г. на пятом и десятом прототипе отрабатывались режимы автоматического бомбометания по данным системы управления оружия. Многочисленные доработки, внесенные в конструкцию по результатам испытаний, как уже говорилось, были внедрены в конструкцию двенадцатого прототипа. Но нем увеличили длину фюзеляжа, площадь сечения воздухозаборников, на 1800 кг удалось снизить массу пустого самолета. Впервые на двенадцатом прототипе была установлена спасательная кабина/капсула.
Облегчение машины далось непросто – даже «старый» прототип не прошел статических испытаний на прочность (проводились в Сан-Диего лабораторией отделения Конвэр фирмы Дженерал Дайнемикс): узел, несущий поворотные части крыла разрушился при 80% расчетной нагрузки.
Поворотный узел стал одним из самых «узких» мест конструкции. В 1968 г. на ресурсных испытаниях узел отработал с сохранением заданной прочности всего половину положенного времени. Расчет на прочность был выполнен с более чем приблизительным учетом знакопеременных нагрузок от поворота плоскостей крыла. Пришлось проектировать новую балку с шарнирами. Между тем в 1968 г. уже началось серийное производство самолетов. Замена силовых узлов механизма поворота крыльев на всем парке F-l11 обошлось американским налогоплательщикам в 100 млн. долл.
Недостаточно полные исследования нагрузок, действующих на шарниры поворотной части крыла привели в конечном итоге к катастрофе 22 декабря 1969 г. – в полете оторвалась правая плоскость крыла. Сначала полагали, что летчик не сумел вывести машину из пологого пикирования после захода на цель при выполнении учебного бомбометания. Изучение обломков позволило установить истинную причину – разрушение шарнира поворотной части крыло. Оба пилота погибли. Это была 16-я катастрофа самолета. Катастрофа, наиболее сильно ударившая по репутации машины, практически перечеркнула планы по экспорту F-l 11. Министерство обороны запретило полеты всего парка F- 111-х (на тот момент 232 самолета). Возобновились полеты только в феврале 1970 г. Проверочные испытания всех самолетов F-l 11 и FB-111, находящихся на вооружении ВВС США, завершились 1 августа 1971 г. Во время испытаний произошло два существенных разрушения. В одном случае при 88% от максимальной нагрузки сломались опоры оси левой консоли стабилизатора, во втором – при 57,5% нагрузке от максимальной разрушилась нижняя пластини кессона крыла.