Авиация и космонавтика 2004 01 | страница 32

Самолет увеличение массы прототипа по сравнению с проектной

F-111B WIP 11 %

А-ЗА 7%

А-4А -3%

А-5А 20%

А-6А 13%

F-4B 8%

F-14A 8%

Другое дело, что F-111 В весил больше, чем любой другой палубный самолет, поэтому в данном случае лишние «проценты» являлись гораздо более критичными. Фирма Дженерал Дайнемикс считала, что добившись в рамках программы WIP снижения массы на 5000 фунтов (2268 кг), она сделала максимум возможного в отношении планера, а масса двигателей и бортового оборудования находилась вне компетенции самолетчиков.

F-111B в первом полете

Опытные F-111B с крылом но максимальной и минимальной стреловидности

Мероприятия программы WIP были реализованы на четвертом прототипе F-111B, вышедшем на испытания ближе к концу 1 966 г. В начале 1 967 г. к нему присоединился пятый прототип, также имевший уменьшенную массу. В марте и апреле 1967 г. эти две машины проходили оценочные летные испытания ВМС. Отчет об этих испытаниях вряд ли обрадовал конструкторов:

"Самолет F-111B остается негодным к принятию на вооружение, что уже отмечалось ранее. Он не подходит для действий с авианосца. …Существует большая разница между требуемыми и реальными характеристиками. …Скороподъемность на боевом режиме работы двигателей без включения форсажей недостаточна и не сравнима со скороподъемностью палубных самолетов других типов. Набор скорости на боевом режиме с полными форсажа- ми происходит медленно. С точки зрения безопасности полетов самолет не только не удовлетворителен, но и представляет собой прямую угрозу для экипажа (имеется в виду несогласованная работа воздухозаборников и двигателей)".

На такой отзыв в значительной степени повлияла произошедшая 21 апреля катастрофа второго F-111 В (заводской номер 151973), экипаж в составе летчиков майора Ральфа X. Доннелла и майора Чарлза И. Уэнгимэна погиб. Окончательную оценку самолета отложили до февраля 1968 г., испытания были прерваны на восемь месяцев.

Помимо массы, другой головной болью невольных заказчиков палубной модификации являлся высокий момент количества движения у самолета на посадке. Существовавшие на тот момент тросы аэрофинеширов авианосцев не могли погасить инерцию самолета. Классическое выражение Ньютона, mv 2 , требовало снизить или массу, или скорость. О массе – см. выше, оставалось только уменьшать, как минимум на 15 миль/ч до 130 миль/ч (209 км/ч), посадочную скорость, путем увеличения подъемной силы крыла. Специалисты фирмы считали такое снижение посадочной скорости невозможным, они не видели пути повысить подъемную силу крыла без существенных переделок конструкции. Тем не менее фирме под давлением штаба Макнамары пришлось выполнять требование ВМС. Так на неподвижных частях крыла F-111 появились отклоняемые наплывы, а угол отклонения закрылков был увеличен – посадочная скорость составила 115 миль/ч (185 км/ч). Отклоняемый носок наплыва неподвижной части крыла (наплыв отклонялся вперед и одновременно поднимался вверх) был опробован на четвертом прототипе F-111А. На том же четвертом прототипе был увеличен размах внутренних секций предкрылков. Наплывы и предкрылки увеличенной площади позволили получить 9% прирост подъемной силы при выпущенной механизации крыла.