Авиация и космонавтика 2003 12

Причины выяснили, осталось их устранить. Тут началась обычная история типа «Иван кивает на Петра». Двигателисты валили все на плохую конструкцию воздухозаборника. Парни с Дженерал Дайнемикс аргументированно возражали: «Величина флуктуаций давления не оговаривалась, а те значения, которые мы получили, вас в свое время устроили. Какие проблемы? Доводите до ума свою турбину». Под но- жимом высокого начальства спорящие пришли к компромиссу: фирма Дженерал Дайнемикс проводит комплекс мероприятий по снижения уровня флуктуаций давления, фирма Пратт энд Уитни увеличивает запасы устойчивости двигателя.

В августе 1966 г. министр обороны обязал фирмы Дженерал Дайнемикс и Пратт энд Уитни проводить совместные совещания. Совещания получили кодовое наименование «Икарус» и собирались еженедельно. В обязательном порядке в каждом (!) совещании принимали участие лично министр обороны, президент фирмы Дженерал Дайнемикс и президент фирмы Пратт энд Уитни В зависимости от повестки дня состав «гостей» менялся. «Усадить за один стол людей из Пратт энд Уитни и Дженерал Дайнемикс – единственный способ заставить их работать вместе», – сказал как-то в сердцах один из помощников Макнамары.

Уже но первом совещании «Икарус» Макнамара жестко заявил: «Спецификация 1963 г. пересмотру не подлежит… самолета с более низкими характеристиками не будет».

К 1966 г. стало ясно – надо или менять требования, или вносить серьезные изменения в конструкцию. На страже ТЗ стоял министр обороны, а менять конструкцию – означало заново готовить серийное производство. С целью сокращения сроков поступления «эпохального» самолета в войска, подготовку производства развернули в полном объеме еще в апреле 1965 г. Даже несмотря на огромные деньги, вбуханные в оснастку, Макнамара стоял на своем: «Контракт не будет подписан до разрешения всех технических проблем при сохранении характеристик на уровне спецификации 1963 г.». Пока же порешили поэтапно улучшать характеристики системы воздухозаборник-двигатель.

На первом этапе в воздухозаборнике установили турбулизаторы, на дозвуковых скоростях мера сработала. Затем появился так называемый воздухозаборник Triple Plow I с более тонкой верхней губой и увеличенной на 4 дюйма за счет изгиба щитка щелью для слива пограничного слоя. Внедрение воздухозаборника Triple Plow I позволило поднять ограничение по числу М с М=2 до М=2,35. Еще более радикальным решением стал воздухозаборник Triple Plow II. Сечение входного канала увеличили на 90 см^2 , щиток для слива пограничного слоя отодвинули еще но 4 дюйма. Теперь ограничение по максимальной скорости на большой высоте уже составляло М=2,4. С другой стороны изменение сечения воздухзаборника потребовало переделки конструкции фюзеляжа, а рост лобового сопротивления привел к снижению характеристик в маловысотном полете. Фирма Пратт энд Уитни внесла изменения в конструкцию форсажной камеры, компрессора и системы регулирования сопла.

Отработка дозаправки в воздухе

Уже после окончания программы испытаний F-l 11, один из конструкторов заметил: «Самолет научил скорее тому, чего не нужно делать, чем тому, что нужно». Урок пошел впрок: исследования совместимости двигателей и воздухозаборников самолетов F-15 и F-14 проводились задолго до первых полетов опытных машин.

Воздухозабоник Triple Plow II был установлен на 12-м прототипе и на последующих самолетах. На 12-м опытном самолете был реализован целый комплекс нововведений: помимо воздухозаборников, внедрены доработки по программе SWIP. Одним из результатов реализации мер по снижению массы стало, как ни странно, увеличение длины планера на 419 мм и, как следствие, изменение распределения массы. Результаты оценки ряда параметров, проведенных в полетах на 1 – 11-м прототипах, для 12-го опытного самолета уже не годились. Часть программы летных испытаний пришлось повторять.

Контракт на серийное производства самолетов F-111A министр все-таки подписал в мае 1967 г. К этому моменту удалось решить далеко не все технические проблемы (к примеру, отработанными считались лишь воздухозаборники Triple Plow I,а более совершенные Triple Plow II только испы- тыволись в полетах), реальные ЛТХ по ряду важнейших параметров не соответствовали заданным.

Проблема срыва компрессора – основная, но далеко не единственная проблема, выплывшая по ходу летных испытаний. В полете с крылом, установленным в положение минимальной стреловидности, отмечались вибрации