Были разработаны и построены самолеты следующих модификаций:
– истребитель-бомбардировщик F-111А для ВВС США (18 предсерийных и 141 серийный, первые самолеты поступили на вооружение в 1967 г.), F-111D (облет 2.12.1968 г., 96 самолетов), F-111E (94 самолета) и F-111F (1971 г., 106 самолетов);
– истребитель-бомбардировщик F-111В для ВМС США (18.05.1965 г., 5 опытных образцов и 4 серийных самолета, первый из которых облетан 29.06.1968 г., в 1968 г. программа аннулирована);
– бомбардировщик стратегической авиации FB-111A (30.07.1967 г., 76 самолетов, первый серийный 13.07.1968 г.);
– штурмовик F-111C для Австралии (1968 г., 24 самолета);
– самолет-разведчик RF-111A (17.12.1967 г., модификация одного предсерийного самолета);
– самолет электронной разведки EF-111A (15.12.1975 г., модификация двух самолетов F-111A; облет первого серийного самолета, построенного фирмой «Грумман» по образцу F-111F, состоялся 10.03.1977 г.
Самолеты этой серии, оснащенные электронным оборудованием, имеют длину 23,47 м, высоту 6,10 м, собственную массу 24 313 кг и максимальную взлетную массу 39825 кг. Предусматривалось модифицировать таким образом 40 самолетов F-111F, однако в 1978 г. программа была аннулирована).
После первоначального отказа от серийного производства самолета В-1 была начата разработка модификации FB-111H на базе бомбардировщика FB-111A. Эта модификация характеризуется меньшим диапазоном изменения угла стреловидности крыла (16-60°) при том же максимальном размахе, большими длиной (26,88 м) и высотой (6,71.м), а также максимальной взлетной массой 63 500 кг. Предполагалось, что модификация сохранит 43% конструктивных элементов и 79% оборудования самолета FB-111A; целиком заменить придется лишь главные стойки шасси (их оборудуют двухколесными тележками типа «тандем») и двигатели (на F101-6E-100 с форсажной тягой 133,4 кН). Облет опытного образца планировался на конец 1979 г.
Строительство F-111 было самой крупной программой истребительной авиации США со времен второй мировой войны. При этом ни одна летная программа (даже создание самолета ХВ-70) не вызывала столько дискуссий.
Вначале с этим самолетом связывали большие надежды, так как F-111 должен был стать первым самолетом, удовлетворяющим требованиям как ВВС, так и военно-морской авиации США. Однако после проведения первых летных испытаний выяснилось, что модификация самолета, предназначавшаяся для ВМС США, непригодна для эксплуатации с авианосцев (впоследствии она была заменена самолетом F-14). На совершенствование модификации для ВВС США (с учетом полагаемого экспорта в Великобританию модификации F-111 К-варианта YF-111A) повлияли два события, имевшие место в 1968 и 1969 гг. Первое из них относится к боевым действиям во Вьетнаме, когда три из поставленных сюда шести самолетов были за короткое время сбиты. В 1969 г. имела место катастрофа самолета по причине отрыва поворотной части левой консоли крыла. После этих случаев число заказов резко сократилось, а фирма приступила к проведению дополнительных исследовательских работ. За 1964-1976 гг. было построено 562 самолета. В 1965 г. предполагалось, что стоимость одного серийного самолета будет составлять около 3,7 млн.долл.; однако уже в 1969 г. она возросла до 6,8 млн., а в 1973 г.-до 18,3 млн. долл. Одновременно выяснилось, что общие затраты по реализации . программы (в пересчете на один самолет) достигли 29,2 млн. долл. Стоимость разработки, строительства и испытаний двух опытных образцов FB-111H оценивалась в 380 млн. долл., а стоимость серийного самолета (при производстве 65 шт.)-в 42 млн. долл.
Рис. 2.128. Проекции двухместного многоцелевого истребителя с изменяемой геометрией крыла F-111A.
Рис. 2.129. Проекции стратегического бомбардировщика FB-111A.
Рис. 2.130. F-111A в крейсерском полете.
Описание самолета. F-111 представляет собой выполненный по классической схеме высоко- план с изменяемой геометрией крыла. Подвижные части крыла изготовлены с применением профилей NACA серии 63 и оснащены кинематической системой, обеспечивающей ручное управление изменением стреловидности передней кромки в диапазоне 16-72,5°. Система управления крыльями-смешанная, гидромеханическая с размещенным на левом пульте пилота рычагом. Исполнительный механизм состоит из двух гидроприводов, работающих в независимых друг от друга гидросистемах. Механическое соединение выходных устройств гидроприводов исключает возможность асинхронного поворота консолей крыла и обеспечивает безотказную работу в случае повреждения одной из систем. Направление перемещения рычага в кабине соответствует направлению движения поворотных частей крыла. Процесс изменения угла стреловидности от минимального до максимального значения длится 20 с. Соединение подвижных частей крыла с центропланом герметическое. Крыло оснащено предкрылками и двухщелевыми закрылками (по всему размаху), а также интерцепторами. Предкрылки и закрылки могут выдвигаться только при стреловидности 16-26°, а интерцепторы-при 16-45°. Привод предкрылков-электрический, а закрылков – гидравлический, с электрической аварийной системой. При угле стреловидности, превышающем 26°, совместный рычаг управления положением предкрылков и закрылков блокируется в положении «убраны», а при отклоненных закрылках исключена возможность увеличения угла стреловидности свыше 26°. Предкрылки выдвигаются только под углом 40°, а закрылки-в диапазоне до 37,5°, причем система блокирует убирание предкрылков, если закрылки отклонены на угол более 15°. Система управления самолетом состоит из интерцепторов, управляемого дифференциального стабилизатора и обычного стреловидного вертикального оперения. Интерцепторы используются как вспомогательные управляющие поверхности при полетах на малых скоростях. Электрическая система управления обеспечивает одновременное отклонение интерцепторов на обеих консолях крыла. В этом случае они выполняют роль тормозных щитков. В самолете использована адаптивная система управления тройного дублирования, в которой бортовая ЭВМ непрерывно контролирует и регулирует положение самолета относительно трех осей. Учитывая наличие мощной механизации крыла, конструкторы самолета отказались от применения тормозных щитков и парашюта.
Фюзеляж имеет большое поперечное сечение. В носовой части расположены кабина с креслами экипажа, размещенными рядом (управление самолетом осуществляется с любого места), и ниша уборки передней стойки шасси; в центральной части находятся отсеки оборудования и вооружения, а в хвостовой части размещены двигатели. Схема кабины со сдвоенными креслами выбрана с целью лучшей координации действий пилотов, а также для уменьшения длины самолета в условиях его стоянки на авианосце. В аварийных ситуациях при полетах со сверхзвуковой скоростью предусмотрено отделение кабины самолета вместе с носовой частью фюзеляжа. Увеличение ширины кабины привело к тому, что воздухозаборники и двигатели пришлось переместить назад, а это в свою очередь повлекло за собой необходимость увеличения площади стабилизатора (для компенсации изменения положения центра тяжести). Шасси-трехстоечное; передняя стойка со спаренными колесами убирается вперед, главные (с одинарными колесами) крепятся к фюзеляжу и убираются вперед в его среднюю часть.
Двигательная установка. Два турбовентиляторных двигателя с форсажными камерами TF-30 фирмы «Пратт-Уитни» расположены в горизонтальной плоскости в задней части фюзеляжа. В двигателях TF-30 впервые применена система дожигания, позволяющая плавно изменять тягу. Исследования показали, что размещение двигателей (и выхлопных сопел) в непосредственной близости друг к другу при обтекании фюзеляжа сверхзвуковым потоком приводит к уменьшению тяги приблизительно на 30% (результаты этих исследований использованы, в частности, при проектировании самолета F-14, у которого сопла разделены уменьшающейся по толщине частью фюзеляжа). На опытных самолетах F-111A и F-111B устанавливались двигатели TF30-P-1, а на серийных самолетах:
