Результатом этого подхода явилась программа разработки всепогодных истребителей F-14 (для авиации ВМС) и F-15 (для ВВС), которые должны были обеспечивать превосходство в воздухе. Однако в начале 70-х годов затраты на разработку и производство этих самолетов так возросли, что стала необходимой формулировка новых тактико-технических требований. Их основная идея отвечает европейской концепции легкого самолета-перехватчика 50-х годов с учетом последних достижений авиационной техники. На основе новых требований были разработаны два самолета-YF-16 и YF-17,- предназначенные исключительно для перехвата и только для дневных действий. Благодаря ограничению максимальной скорости новые самолеты отличаются не только малой массой и низкой стоимостью (по представлениям середины 70-х годов), но также высокой маневренностью и быстрым набором скорости в области околозвуковых скоростей полета (М = 0,8 4-1,2), которые, как следует из опыта 60-х годов, чаще всего используются во время воздушного боя.

Однако в 1976-1977 гг. выяснилось, что самолет F-14 не обладает требуемыми характеристиками, и для их достижения необходима замена двигателя (стоимость этой операции оценена в 1,7 млрд. долл.), а самолет F-16 нужно модернизировать в направлении универсальности, что наверняка отразится на его летных показателях, достигнутых к тому времени. Это касалось также самолета F-18, разработанного для авиации военно-морского флота США, который уже в тактико-технических требованиях был определен как многоцелевой. Очевидно, что не только теоретические концепции, но и военный опыт имел определяющее влияние на возвращение самолету его первостепенной роли в системе вооруженных сил.

Эволюция принципов использования сверхзвуковых самолетов происходила параллельно с объективной необходимостью непрерывного совершенствования техники, что побуждало к разработке и выпуску самолетов со все более высокими параметрами, среди которых на первый план выдвинулась максимальная скорость горизонтального полета. Конструкторская практика показала, что требование увеличения скорости связано с необходимостью преодоления своего рода барьеров, затрудняющих либо вообще делающих невозможным без изменения конструкции самолета механическое увеличение скорости полета за счет использования двигательных установок все большей тяги.

Наибольшие трудности вызвали в свое время «звуковой барьер» и «тепловой барьер», хотя и другие препятствия технического и нетехнического характера составляли определенные проблемы, требующие специальных исследований и соответствующих усовершенствований конструкции самолета. К таким проблемам относили проблему управляемости самолета при околозвуковых скоростях, проблему полета на малой высоте, условно названную «психологическим барьером», а также экономические факторы, вытекающие из непрерывного и быстрого роста затрат на реализацию новых разработок. Ориентировочно можно принять, что в 40-х годах основные усилия конструкторов были направлены на решение проблемы управляемости самолета и преодоления звукового барьера, в 50-х-теплового барьера, в 60-х-психологического барьера. Для 70-х годов было характерно в принципе отсутствие технологических препятствий для дальнейшего совершенствования самолета, но одновременно и существование «экономического барьера», определяющего не столько технический уровень и летные качества самолета, сколько количественный состав авиации.

Общепринято считать, что главным препятствием к достижению самолетом сверхзвуковой скорости был звуковой барьер, который проявлялся в неожиданном резком росте аэродинамического сопротивления самолету. В действительности резкое возрастание сопротивления при околозвуковых скоростях-лишь один из аспектов звукового барьера, которому сопутствуют изменение величины и точки приложения подъемной силы самолета (а вследствии этого-утрата устойчивости), ухудшение либо полная потеря управляемости (иногда даже с противоположным эффектом управляющих воздействий), тенденция к возникновению самовозбуждающихся колебаний (особенно опасных для конструкции) и т. д. Ввиду этого многие специалисты придерживаются мнения, что преодолеть околозвуковой максимум аэродинамического сопротивления было все же относительно просто, тогда как действительным барьером оказалась проблема обеспечения самолету необходимой устойчивости, а особенно эффективности действия управляющих поверхностей во время прохождения диапазона околозвуковых скоростей. Впрочем, с этой проблемой сталкивались уже раньше.

Во время второй мировой войны авиационные поршневые моторы достигли предельных возможностей, благодаря чему самолеты в горизонтальном полете приобрели максимальную скорость ~ 700 км/ч. Попытки дальнейшего увеличения скорости полета путем оснащения самолетов двигательными установками все большей тяги приводили к неудачам. Потребовалось выяснить физические причины отрицательных явлений, которые сопутствовали таким скоростям. Оказалось, что важнейшими из них являются изменение устойчивости самолета с одновременным снижением эффективности управляющих поверхностей, а затем резкое возрастание аэродинамического сопротивления. Таким образом, оказалось, что аэродинамический расчет самолетов, развивающих во время пикирования максимальную скорость, соответствующую М = 0,7-^-0,75, не учитывает важных явлений аэродинамики, и дальнейший прогресс авиации возможен лишь при изменении аэродинамической схемы самолетов и использовании реактивного двигателя.

Рис. 1.9. Американские экспериментальные самолеты (слева снизу по часовой стрелке): Х-1А, D-558-I, XF-92A, Х-5, D-558-II, Х-4 и Х-3 (в центре).

Тем не менее проблема еще не была осознана полностью, и первые реактивные самолеты проектировались в соответствии с требованиями аэродинамики винтомоторных самолетов, либо (даже чаще) планеры этих самолетов модифицировались лишь в пределах, необходимых для установки реактивного двигателя. Однако реактивные самолеты развивали большую скорость, чем самолеты с винтомоторной силовой установкой, поэтому острота проблемы стала нарастать. Полет, в котором возникали указанные выше явления, часто заканчивался катастрофой. Причины таких катастроф были окончательно выяснены лишь в последующие годы, и только изменение аэродинамической схемы околозвукового самолета (а позднее-сверхзвукового) позволило окончательно решить эту проблему.

Стали создаваться самолеты со все большей стреловидностью крыла, меньшей относительной толщиной профиля и большей удельной нагрузкой на крыло. Очевидно, именно такое, а не иное направление развития самолета было связано с главной целью-увеличением максимальной скорости полета. Однако такая эволюция в области аэродинамики и конструкции была в принципе односторонней, так как следствием ее было не только уменьшение коэффициентов сопротивления при высоких скоростях, но и уменьшение коэффициента подъемной силы при любых скоростях. Это отрицательно повлияло, в частности, на посадочную скорость, которая с точки зрения безопасности экипажа и надежности конструкции должна быть как можно меньшей.

Резкое увеличение аэродинамического сопротивления самолета при околозвуковых скоростях полета требует увеличения тяги, необходимой для его преодоления, или изыскания способов снижения этого сопротивления. Первый путь весьма неэкономичен, поскольку двигатель большой тяги не только потребляет значительно большее количество топлива, но и, использованный в аэродинамически несовершенных самолетах, лишь несущественно увеличивает скорость полета. Такой способ вынужденно применялся в экспериментальных самолетах на начальном этапе развития сверхзвуковой авиации. Например, самолет Х-1 фирмы «Белл», сверхзвуковая скорость полета которого была достигнута именно таким путем, мог летать с работающим двигателем не дольше 5-10 мин и поэтому не был способен выполнять какие-либо боевые задания. Кроме того, как выяснилось при испытаниях этого самолета, достижение им сверхзвуковых скоростей было связано с нарушением устойчивости и управляемости и даже приводило к аварийным ситуациям. Именно с этих позиций второй путь достижения сверхзвуковых скоростей полета является экономичным, а его реализация – выдающимся этапом развития авиации.