Авиация и космонавтика 2003 12 | страница 44
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.
