В соответствии с разработанной в 1961 году программой предусматривалось создание двух вариантов этого самолёта: истребителя-бомбардировщика для ВВС (F-111A) и палубного истребителя для ВМС (F-111B). Основные требования к ним были: максимальная скорость полёта на больших высотах М = 2,5 (у земли М > 1), способность осуществлять взлёт с грунтовых ВПП и нести значительное количество обычного и ядерного оружия. Первый полёт F-111 состоялся в декабре 1964 года, а F-111В в мае 1965 года (в 1968 году разработка последнего была прекращена).
F-111A представляет собой двухместный сверхзвуковой истребитель-бомбардировщик с высокорасположенным крылом изменяемой геометрии (рис. 1). Угол стреловидности крыла может изменяться от 16° (крайнее переднее положение) до 72,5° (крайнее заднее положение). В переднем положении крыло имеет довольно большую кривизну профиля, а по мере увеличения угла стреловидности кривизна и относительная толщина профиля уменьшаются, что, по расчетам американских специалистов, улучшает аэродинамические характеристики самолёта. Площадь неподвижной части крыла составляет всего 20% общей его площади.
Рис. 1. Истребитель-бомбардировщик F-111A
Подвижные части крыла можно зафиксировать в любом промежуточном положении между предельными углами стреловидности. Обычно для взлёта устанавливается угол стреловидности 16°, при полёте на дозвуковом крейсерском режиме и при посадке — 26°, а в полёте со сверхзвуковыми скоростями — любое положение в диапазоне 26—72,5° в зависимости от взлётного веса, скорости и высоты полёта. Как сообщалось в иностранной печати, расчётная эксплуатационная перегрузка F-111A при любом зафиксированном угле стреловидности крыла равна 7,33 а во время изменения стреловидности крыла самолёт может маневрировать с перегрузкой 4.
Подвижные консоли соединены с неподвижной частью крыла с помощью шарниров, установленных на концах поперечной балки (коробчатого сечения) центроплана. В связи с большими воспринимаемыми нагрузками эта балка изготовлена из высокопрочной стали. Диаметр осей шарниров 215 мм. Поворот консолей производится двумя винтовыми домкратами от двух гидромоторов мощностью по 100 л. с. Максимальное усилие домкратов 230 т. Моторы работают от отдельных гидросистем с приводом от двигателей самолёта, но в случае отказа одной из них любой гидромотор может приводить в действие весь механизм поворота крыла. Нормальная продолжительность изменения угла стреловидности в пределах от 16 до 72,5° составляет около 20 с.
По данным иностранной печати, самолёт F-111A имеет небольшие взлетную и посадочную скорости, а требуемые характеристики управляемости при малых скоростях полёта достигнуты в основном за счёт использования средств механизации крыла: расположенных по всему размаху предкрылков и двухщелевых закрылков (максимальное значение коэффициента подъёмной силы при посадке около 3). Закрылки используются только в диапазоне углов стреловидности от 16 до 26°. Угол отклонения закрылков 36,6°. Их выпуск и уборка выполняются отдельными гидромоторами с редукторами (расположены в фюзеляже). В случае отказа гидросистемы привод редуктора осуществляется дублирующим электродвигателем. Приводы предкрылков электрические. В качестве воздушных тормозов применяются интерцепторы и створка отсека основной стойки шасси.
Хвостовое оперение самолёта F-111A состоит из вертикального киля и управляемого стабилизатора, выполняющего функции руля высоты, а при углах стреловидности крыла свыше 45° — элеронов. Проекции истребителя-бомбардировщика F-111A показаны на рис. 2.
Рис. 2. Проекции истребителя-бомбардировщика F-111A
На самолёте установлена двухместная отделяемая кабина экипажа. При возникновении аварийной ситуации оба члена экипажа катапультируются в этой герметичной кабине, отделение которой от планера (вверх) происходит при помощи специального заряда и ракетного двигателя. Как сообщалось в зарубежной печати, эта аварийная система предназначена для спасения экипажа на высотах до 18 000 м при скоростях полёта до М = 2,2 (срабатывает даже под водой). Кабина снабжена парашютной системой, амортизаторами, самонадувающимися поплавками для посадки на воду, кислородной системой и другим аварийно-спасательным оборудованием. Диаметр купола основного парашюта 21 м.
Система управления самолёта бустерная, с гидравлическими приводами и электрогидравлической подсистемой демпфирования по трём осям. Она имеет тройное резервирование электрогидравлических приводов по каналам крена, тангажа и рыскания. Система стабилизации самонастраивается по тангажу и крену, а демпфер рыскания имеет постоянное передаточное отношение.
Продольное управление осуществляется синхронным отклонением консолей стабилизатора. Поперечное управление при малых и умеренных скоростях (при углах стреловидности крыла до 45°) осуществляется с помощью интерцепторов, а при больших — дифференциальным отклонением консолей стабилизатора. Путевое управление обеспечивается рулем направления.
Силовая установка F-111A состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей TF30-P-3 (фирма «Пратт-Уитни»), обеспечивающих необходимую тягу для достижения характеристик укороченного взлета и быстрый разгон на больших высотах до скорости, соответствующей числу М = 2,5. Максимальная тяга одного двигателя без форсажа 5070 кг, при включенном форсаже 9500 кг. На последующих вариантах самолёта (F-111D, Е и F) устанавливались двигатели, имеющие увеличенную тягу (двигатель последней модификации TF30-P-100 развивает тягу на форсажном режиме 11385 кг). Сопло двигателя эжекторное, всережимное. Форсажная камера регулируемая, с пятью кольцевыми форсажными секциями, последовательное включение которых осуществляется автоматически при увеличении тяги. Применение такой камеры с пятью степенями изменения тяги вызвано необходимостью обеспечения постепенного перехода от малой скорости к большой (в соответствии с увеличением стреловидности крыла). Воздухозаборники двигателей боковые, многоскачковые, со смешанным сжатием. В каждом из них установлены центральный выдвижной конус (он перемещается с помощью гидромеханического привода) и створки перепуска.
По мнению американских специалистов, самолёт F-111A имеет сложную топливную систему. Топливные баки установлены в подвижных консолях крыла, в средней части фюзеляжа между кабиной экипажа и крылом, в хвостовой части фюзеляжа над отсеком двигателей и в киле. Суммарный запас топлива во внутренних баках свыше 19 000 л. Кроме того, на подкрыльевых пилонах можно подвесить до шести сбрасываемых баков ёмкостью по 2270 л. Для увеличения дальности полёта самолёт оборудован системой дозаправки топливом в воздухе от самолёта-заправ-щика КС-135 «Стратотанкер». В иностранной печати сообщалось, что тактический радиус действия F-111A с ядерным оружием, размещённым в бомбоотсеке, составляет 2400 км (с одной дозаправкой топливом в полёте).
Трехопорное шасси самолёта рассчитано на его применение с грунтовых ВПП. Двухколесная носовая стойка убирается вперёд. Основные стойки несут по одному колесу и убираются в отсек между каналами воздухозаборников двигателей, при этом колеса располагаются вертикально. Самолёт оснащён пневматиками низкого давления (бескамерного типа).
Американские специалисты считают, что благодаря большим тяговооружённости и удлинению крыла, наличию мощной его механизации и установке пневматиков низкого давления F-111A можно эксплуатировать с небольших грунтовых аэродромов. Другим важным преимуществом данного самолёта считается возможность полёта со скоростью, соответствующей числу М = 1,2 (на малых высотах), что значительно увеличивает его возможности по преодолению системы ПСО на малых и предельно малых высотах с огибанием рельефа местности и обходом естественных препятствий. Кроме того, по их мнению, к основным преимуществам F-111A относятся его способность выполнять боевые задания в любое время суток в простых и сложных метеорологических условиях и высокая точность поражения наземных целей.
По данным иностранной печати, указанные выше преимущества обеспечиваются за счёт введения в конструкцию самолёта F-111A некоторых технических новшеств, и в первую очередь за счёт применения крыла с изменяемой стреловидностью и установки специального электронного оборудования. В состав этого оборудования входит комплексная электронная система навигации и управления оружием Мк1, основными элементами которой являются:
- две многофункциональные радиолокационные станции;
- инерциальная навигационно-бомбардировочная система;
- бортовая цифровая ЭВМ;
- блок баллистических данных и другое оборудование.
Установленная на самолёте многофункциональная РЛС позволяет экипажу наблюдать на пилотажно-навигационном индикаторе местность вперёди по курсу и тем самым с достаточной точностью выводить самолёт на цель. Инерциальная навигационно-бомбардировочная система, включающая инерциальную платформу и ЭВМ, обеспечивает вывод самолёта в район цели днём и ночью в любых метеорологических условиях.
Цифровая ЭВМ на основе вводимой информации о высоте и скорости полета самолёта и баллистических характеристик авиабомб непрерывно определяет точку их падения, сравнение которой с местоположением цели определяет угол доворота и момент сброса бомбовой нагрузки.
Для обеспечения длительных полётов со сверхзвуковой скоростью на малых высотах и в условиях ограниченной видимости на самолёте установлена автоматическая система следования рельефу местности, основными элементами которой являются две взаимозаменяемые и независимые друг от друга РЛС. Эта система имеет автоматический и ручной режимы работы и обеспечивает определение рельефа местности при полёте на предельно малых высотах и огибание препятствий на заранее установленной высоте. В автоматическом режиме система подает сигналы на демпфер тангажа для выдерживания требуемого профиля полёта. При автономной работе РЛС одна из них работает в режиме определения рельефа местности (сканирует вертикальную плоскость), а вторая — в режиме обхода препятствий (сканирует горизонтальную плоскость). В результате они обеспечивают полёт (без вмешательства летчика) на предельно малых высотах с огибанием рельефа местности и обходом естественных препятствий, то есть обеспечивают оптимальный режим полёта в гористой местности. В случае отказа системы следования рельефу местности самолёт автоматически переходит в режим набора высоты.
На F-111A установлена встроенная шестиствольная 20-мм авиационная пушка М-61 «Вулкан». Её скорострельность 6000 выстр./мин, боезапас около 2000 снарядов. Для наружной подвески боевой нагрузки под крылом имеется восемь пилонов — по четыре на каждой консоли: два внутренних, поворачиваемых в полёте синхронно с изменением угла стреловидности крыла, и два внешних неподвижных, сбрасываемых при угле стреловидности более 26°.
Самолёт F-111A может нести четыре — шесть УР «Буллпап» или «Шрайк», планирующие бомбы «Уоллай» и другое вооружение (рис. 3). Максимальная бомбовая нагрузка 11 000 кг. Её варианты зависят ог угла стреловидности крыла. Например, при стреловидности 72,5° на самолёт можно подвесить только до 10 авиабомб калибра 1000 фунтов (450 кг). В бомбоотсеке фюзеляжа, имеющем длину около 5 м, можно разместить две бомбы калибра 1000 фунтов.
Рис. 3 Истребитель бомбардировщик F-111A с подвешенными на подкрыльевых пилонах 16 бомбовыми кассетами CBU-42 и контейнером с аппаратурой РЭБ (под фюзеляжем)
По сообщениям зарубежной печати, в ходе боевых действий ВВС США в Индокитае в 1968—1973 годах истребители-бомбардировщики F-111А эффективно действовали в оперативно-тактической глубине ночью и в сложных метеорологических условиях. Однако опыт эксплуатации этих самолётов выявил их определённые недостатки, к которым иностранные специалисты относят прежде всего ограниченную манёвренность из-за относительно большого веса самолёта, а также возникновение помпажа в компрессоре двигателя при полёте на больших скоростях. В значительной мере эти недостатки объясняются трудностями, с которыми пришлось столкнуться при решении проблем, связанных с разработкой узла поворота крыла и компоновки воздухозаборника и планера самолёта.
F-111D подобен самолёту F-111A, но имеет улучшенные воздухозаборники и оснащён более совершенным электронным оборудованием (система навигации и управления огнем Мк2). Силовая установка состоит из двух ТРДД TF30-P-9 тягой на форсажном режиме по 8900 кг. Всего построено 96 таких самолётов.
F-111E имеет улучшенное электронное оборудование и средства радиопротиводействия. Установка на этом варианте изменённых воздухозаборников в целях соответствия более мощному варианту двигателя TF30 позволила снять ограничения по скорости, установленные для F-111A. Этот вариант самолёта обладает лучшими характеристиками при больших скоростях на больших высотах, а также при выполнении манёвров. В общей программе выпуска самолётов F-111 данный вариант заменил исходный вариант F-111A начиная со 160-го самолёта. Было построено 94 самолёта, а затем фирма перешла на выпуск варианта F-111F.
F-111F подобен самолёту F-111D, но с более мощными двигателями TF30-P-100, тяга которых на 25% больше, чем у первого варианта двигателя. Он отличается также составом электронного оборудования. Построено 106 самолётов.
F-111C представляет собой экспортный вариант самолёта F-111A для ВВС Австралии. Имеет увеличенный размах крыла (21,3 м) и усиленное шасси. Построено 24 самолёта.
По сообщениям иностранной печати, в стадии разработки находится самолёт EF-111 па борту которого будут установлены различные средства РЭБ.
Одним из основных вариантов F-111 является средний бомбардировщик FB-111 (рис. 4). Он был разработан на базе планера F-111А и отличается от последнего увеличенным на 2,1 м размахом крыла, большим взлётным весом, более мощными двигателями TF30-P-7 тягой по 11 350 кг на форсажном режиме, усиленным шасси, а также вооружением и составом электронного оборудования. Вооружение самолёта FB-111 состоит из четырёх — шести управляемых ракет AGM-69А «Срэм» (две в бомбоотсеках фюзеляжа, остальные под крылом) или авиационных бомб. При стреловидности крыла 26° самолёт может нести до 50 фугасных бомб калибра 750 фунтов, при максимальной стреловидности крыла (72,5°) — до 20 таких бомб.
Рис. 4. Средний бомбардировщик FB-111A
Опытный образец FB-111 совершил свой первый полёт в июле 1967 года. Поставки серийных самолётов FB-111 ВВС США закончены в конце 1970 года. Всего выпущено 76 таких самолётов. FB-111 является носителем ядерного и обычного оружия и состоит на вооружении двух крыльев стратегического авиационного командования ВВС США.
Основные тактико-технические характеристики самолётов F-111E и FB-111
В зарубежной печати сообщалось, что в конце 1974 года производство различных модификаций самолёта F-111 было прекращено. Всего за период 1965—1974 годов было построено более 540 самолётов. Иностранные специалисты отмечают, что они будут ещё продолжительное время состоять на вооружении.
Опыт создания и эксплуатации многоцелевого самолёта F-111 используется западноевропейскими специалистами при разработке многоцелевого истребителя «Панавиа-200» (создается фирмами ФРГ, Великобритании и Италии) и американскими — при строительстве сверхзвукового стратегического бомбардировщика В-1 «Лансер».