вот подобный американский образец ..тож скажем не новьё
Американский истребитель-бомбардировщик F-111A с изменяемой геометрией крыла впервые совершил полет в декабре 1964 г.В создании базового самолета F-111 участвовали ведущие фирмы вместе с научно-исследовательскими центрами США. Головная по этим работам фирма Дженерал Дайнемикс и вспомогательная Грумман, создавшие самолет и организовавшие его постройку, руководили разработками еще десяти других фирм, где велись работы по прицельным РЛС по системам автоматического управления полетом и оружием и другим системам.
Под летно-технические данные самолета фирмой Пратт-Уитни специально разрабатывался двигатель TF-30 - ТРДДФ с большей степенью двухконтурности. Вариант этого ТРДДФ разрабатывала и французская фирма Снекма.
Для самолета летно-исследовательским центром НАСА на авиабазе в Эдвардсе было проведено изучение и даны рекомендации по проектированию и постройке крыла. Затем крыло было испытано на прочность в другом научном центре, расположенном на авиабазе Райт-Петтерсон.
В результате, затратив на разработку варианта опытного самолета F-111A около 25 млн. чел.-ч, из которых на комплексные испытания в аэродинамических трубах было затрачено более 21 тысячи трубо-часов, вложив в эти работы 1 млрд. 200 млн. долл. фирма 21 декабря 1964 г выпустила в полет первый экземпляр самолета с фиксированной геометрией крыла. В январе следующего года начались полеты самолетов с изменяемой геометрией крыла.
Серийные истребители-бомбардировщики F-111A поступили в ВВС США в 1967 г. Это была самая крупная программа по строительству боевых самолетов после второй мировой войны..
Главным достоинством F-111A была возможность при максимальном угле стреловидности 72,5 град. достигать на высоте скорости 2655 км/ч, а при полете у земли - 1470 км/ч. Взлет и посадка, а также полет на дальность, которая при максимальном запасе горючего во внутренних баках составляла 6400 км, выполнялись при углах стреловидности крыла 16 град. - при взлете и посадке; 26 град. - при полете на дозвуковом крейсерском режиме, когда число М = 0,85 на высоте 9-10 км. При переходе на экспериментальном самолете на сверхкритическое крыло угол для М - 2,0 на высотах 13-14 км был увеличен до 60 град. . Взлетная масса двухместного F-111A составляла 32000 кг, а в перегрузочном варианте - 41 500 кг. В последнем случае удельная нагрузка на крыло достигала при взлете 748 кг/м2.
По схеме F-111A был высокоплан с двумя ТРДДФ ТF-30-Р-3, которые располагались рядом друг с другом в хвостовой части фюзеляжа. Взлетная тяга одного двигателя была 8910 даН, а при переходе на модификацию F-111F тяга одного двигателя TF-30-P-100 была 11 164 даН.
В двухместной кабине пилоты размещались рядом, причем начиная с 12-го экземпляра самолета кабина вместе с носовой частью фюзеляжа стала выполняться катапультируемой. Для этого она снабжалась специальным ракетным двигателем тягой 1800 даН. После катапультирования парашют кабины раскрывается. Для амортизации при приземлении или для удержания кабины на плаву используются специальные надувные поплавки.
Еще в предвоенные годы в СССР в Экспериментальном институте Главного управления авиационной промышленности (ГУАП) по работам с РККА под руководством талантливого изобретателя П. И. Гроховского был построен и испытан двухдвигательный самолет с отделяющейся в аварийных ситуациях кабиной. Целью этой работы было доказать необходимость снабжения самолетов гражданской авиации такими кабинами. Идея изобретателя так и не была принята конструкторами гражданских самолетов для спасения пассажиров в катастрофических ситуациях Ну, а в военной авиации эта идея, но уже в преобразованном виде, была воплощена на самолете F-111A через 30 лет.
Горючее на борту F-111A размещалось в кессонных баках подвижных консолей крыла и в фюзеляже, а также в килевом отсеке. На шести узлах внешней подвески могли устанавливаться дополнительные баки. В случае необходимости самолет мог дозаправляться в полете.
Крыло уже в первой модификации имело разнообразную механизацию: двухщелевые закрылки, предкрылки, спойлеры, которые на малых скоростях могли работать как элероны. Механизация крыла могла работать только при малых углах стреловидности. При угле свыше 26 град. совместный рычаг управления и закрылков блокировался в положении .╚убраны╩.
Механизация крыла и оперение самолета выполнялись в виде сотовых конструкций, что повысило их аэроупругие характеристики. Фюзеляж в основе своей силовой схемы имел продольную тавровую балку, под полками которой подвешивались двигатели.
Система управления, разработанная для самолета F-111, необратимая бустерная, с гидравлическими приводами, включает самонастраивающуюся систему повышения устойчивости и усиления команд. В электронных системах самолета F-111 используется БРЭО аналоговая прицельно-навигационная система Mk.l с инерциальной подсистемой ALQ-20A; РЛС APQ-113, служащая для навигации и управления огнем и имеющая оптический прицел ASQ-23, РЛС следования рельефу местности APQ-110; коллиматорный индикатор.
Для размещения вооружения имеются шесть подкрыльных пилонов, рассчитанных на нагрузку массой до 2250 кг каждый. Из них два крайних - неподвижные, рассчитанные на использование только при полностью развернутом крыле (угол стреловидности 16 град. ); эти пилоны должны быть сброшены до начала полета с большой скоростью. Четыре внутренних пилона при изменении стреловидности крыла поворачиваются.
На подкрыльных пилонах можно подвесить бомбы М117А1 массой 340 кг или кассетные бомбы GBU-58 на держателях с принудительным сбросом, или по одной бомбе Mk.82 массой 900 кг и Mk.83 массой 1350 кг. Возможна подвеска управляемых бомб семейства "Пейвуэй", снабженных усовершенствованной лазерной полуактивной головкой наведения, или управляемых планирующих бомб Рокуэлл GBU-15 для применения в операциях по изоляции поля боя и уничтожения различных целей (аэродромов, стартовых мощных ЗУР, РЛС, мостов, кораблей и самолетных ангаров). Для самообороны самолет может нести также УР AIM-9 "Сайдуиндер".
Между нишами носовой и основных стоек шасси расположен отсек вооружения длиной 5 м. Он предназначен для размещения специальной боевой нагрузки (дипольных отражателей и ядерных бомб В43, В57 и В61) или разведывательного оборудования. На самолете F-111 установлена шестиствольная пушка М61 "Вулкан" (калибр 29 мм, скорострельность 6000 выстр./мин)
Самолет F-111A уже через пять месяцев после начала серийного выпуска принял участие в боевых действиях во Вьетнаме. В операции "Комбат Лансер" он действовал полностью автономно, как это и предусматривалось разработанной для него тактикой. Даже перелет в Таиланд осуществлялся с использованием только бортовой инерциальной навигационной системы и без дозаправки топливом, хотя и с промежуточными посадками - для тактического самолета в то время это было крупным достижением. В боевых вылетах сохранялся режим радиомолчания, поэтому точные причины гибели двух первых самолетов так и остались неизвестными. Второй раз самолеты F-111А были развернуты на базе Тахли в последние месяцы войны во Вьетнаме - в сентябре 1972 - феврале 1973 г. Было выполнено более 4000 вылетов и потеряно шесть из 52 участвовавших самолетов. F-111А продемонстрировал высокую надежность в полевых условиях: коэффициент отмены вылетов был всего 0,85%, каждый экипаж совершил по 45-53 вылета. Коренное отличие самолета - способность следовать рельефу местности и точно выходить на цель - позволяло "вслепую", с первого захода "класть" прямо на цель обычные некорректируемые боеприпасы. Обычно F-111А нес 12-16 бомб или разовых бомбовых кассет калибром 227 и 340 кг, а изредка и 907 кг. Более 98% всех вылетов проходило на малой высоте, на режиме следования рельефу местности. Американские летчики называли такой полет "лыжными гонками".
Однако результаты этого испытания новой техники оказались плачевными. За короткий срок три из шести самолетов F-111 были сбиты средствами ПВО ВСРВ Надежды военных на эту технику еще больше пошатнулись, когда выяснилась низкая надежность узлов поворота консолей крыла F-111.
В 1969 г. произошла катастрофа самолета из-за отрыва левой поворотной консоли крыла. При возникновении в момент отрыва больших вращательных перегрузок экипаж не смог воспользоваться системой отделения кабины и погиб. Эти события привели к резкому сокращению заказов на постройку этого самолета. Кроме того, стоимость самолета оказалась весьма высокой: вместо планируемых 3,7 млн. долл. к 1973 г. самолет уже стоил 18,3 млн. долл.
На базе самолета F-111A были создан бомбардировщик FB-111A (1967 г.), разведчик RF-111A (1967 г.) и самолет электронной разведки EF-111A (1975 г.) Строился и стратегический бомбардировщик FB-111H. Появление последнего было связано с тем, что в период начавшейся разрядки напряженности президент США Дж. Картер отказался от серийной постройки сверхзвукового стратегического носителя В-1, но вместо него по заказу Министерства обороны началась разработка модификации FB-111H.
ЛТХ:
Модификация F-111A
Размах крыла, м
максимальная 19,20
минимальная 9,74
Длина самолета, м 22,40
Высота самолета, м 5,22
Площадь крыла, м2 48,77/61,07
Масса, кг
пустого самолета 20943
нормальная взлетная 37566
максимальная взлетная 44838
Топливо, л
внутреннее 19090
ПТБ 9085
Тип двигателя 2 ТРДДФ Pratt Whitney TF30-P-3
Тяга, кгс
максимальная 2 х 5443
на форсаже 2 х 8391
Максимальная скорость, км/ч
у земле 1471
на высоте 2338
Перегоночная дальность, км 5094
Боевой радиус действия, км 2140
Максимальная скороподъемность, м/мин 7788
Практический потолок, м 17700
Экипаж, чел 2
Вооружение: одна 20-мм шестиствольная пушка М61А1 Вулкан с 2028 патронами.
Боевая нагрузка 13608 кг на 6 узлах подвески
907,454,340 и 227 кг бомбы, бомбы с лазерным наведением Paveway , бомбы c оптронным наведением GBU-15,
До 12 УР воздух-земля AGM-65 Maveric
До 6 УР воздух-воздух AIM-9L Sidewinder.
В роли фронтового бомбардировщика 24 бомбы Мк.82
yaplakal.com