Размах крыла, м 32,00

Длина, м 57,61

Высота, м 9,14

Площадь несущей поверхности, м2 585,02

Масса пустого самолета, кг 108 000

Взлетная масса (ном./макс.), кг 205000/244200

Емкость внутренних баков, л 178000

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 350/417

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 2,48/2,95

Максимальное число Маха 3,03

Максимальная скорость на высоте 21 335 м, км/ч 3218

Взлетная скорость, км/ч 350

Практический потолок, м 21 335

Максимальная дальность, км 12000

Длина разбега, м 1500-1800

Рис. 2.124. TSR.2 в полете.

История создания. В 1956 г. командование ВВС Великобритании сформулировало тактико-технические требования для преемника высотного тактического бомбардировочно-разведывательного самолета «Канберра» фирмы «Инглиш электрик». В соответствии с этими требованиями новый самолет должен был осуществлять разведку на сотни километров в глубь территории противника при полете с околозвуковой скоростью на малых высотах, а при полете на большой высоте он должен был обладать большой дальностью действия, обеспечивающей возможность использования морских баз. Этот самолет предполагалось оснащать как обычным, так и ядерным вооружением и эксплуатировать в любых атмосферных условиях, в любое время года и суток, на любых аэродромах. Контракт на строительство трех опытных экземпляров самолета TSR.2 (Tactical Strike and Reconnaissance – тактический ударно-разведывательный) был подписан 1.01.1959 г. с условием, что передача первых серийных самолетов на вооружение воздушным подразделениям стратегической авиации будет осуществлена в конце 1965 г. Первый опытный образец был построен в 1963 г., а его облет проведен только 27.09.1964 г. В 1965 г. британский парламент принял решение прекратить работы по созданию самолета TSR.2, мотивируя свое решение отсутствием экспортных перспектив и лавинообразным ростом стоимости программы. Если в 1960 г. предполагаемая стоимость одного самолета (при серийном производстве 150 самолетов) составляла 1,5 млн. ф.ст., то в 1964 г. она достигла 4 млн. ф.ст.; это означало, что один TSR.2 обойдется в 20 раз дороже, чем самолет «Канберра». Затраты на проведение опытно- конструкторских работ в течение 7 лет составили 100 млн. ф.ст.

Описание самолета. TSR.2 представляет собой построенный по классической схеме высокоплан, треугольное крыло которого характеризуется большой удельной нагрузкой (малая чувствительность к атмосферным возмущениям при полете на небольших высотах), стреловидностью передней кромки 60° и малой относительной толщиной профиля (около 4%). В целях улучшения характеристик взлета и посадки применены закрылки со сдувом пограничного слоя (вдоль всего размаха крыла) и плоская форма нижней части фюзеляжа. Фюзеляж выполнен в соответствии с правилом площадей и имеет прямоугольную форму сечения. Кабина с креслами пилота и штурмана, расположенными друг за другом, оборудована системой обдува лобового стекла с целью предотвращения его загрязнения насекомыми при полетах на малых высотах. Кресла-катапультируемые, класса 0-0. Шасси – трехстоечное, передняя стойка-со спаренными колесами, а главные-с колесами типа «тандем». Кинематика передней стойки шасси позволяет удлинять главную балку во время взлета, т.е. увеличивать угол атаки планера без отклонения руля высоты (в результате чего уменьшается сопротивление). Самолет оснащен тормозным парашютом и четырехсекционными тормозными щитками.

Рис. 2.125. Опытный образец TSR.2 с характерной удлиненной передней частью фюзеляжа.

Рис. 2.126. Проекции двухместного истребителя-бомбардировщика и разведывательного самолета TSR.2.

В системе управления отсутствуют элероны и интерцепторы, что объясняется применением дифференциального стабилизатора (со стреловидностью 60°), обеспечивающего поперечную и продольную управляемость. Для повышения эффективности управления при больших углах атаки плоскости горизонтального оперения снабжены закрылками со сдувом пограничного слоя. Вертикальное оперение однокилевое, цель- ноповоротное со стреловидностью по передней кромке 52°. Управление оперением-спаренное: ручное управление осуществляет пилот, а автоматическое-специальная система стабилизации

положения самолета. Для уменьшения поперечной устойчивости применен отгиб концов крыла вниз на угол 23°, что одновременно повысило эффективность работы закрылков.

Самолет построен в соответствии с концепцией безопасных отказов, в связи с чем большинство устройств и агрегатов задублировано. В конструкции планера широко используются сплавы титана (наряду со сплавами алюминия) и высокопрочные стали. Многолонжеронное моноблочное крыло выполнено с применением монолитных панелей. Монолитные панели использованы также в конструкции фюзеляжа и оперения. Все свободное пространство в крыле использовано под топливные кессон-баки.

Двигательная установка. TSR.2 оснащен двумя двухвальными турбореактивными двигателями «Олимп» 22R фирмы «Бристоль-Сиддли» с тягой на форсаже 146,80 кН (14970 кГ) каждый. Проблема выбора двигателя была одной из наиболее сложных в связи с требованием высокой экономичности силовой установки такого самолета. Отсутствие соответствующего, двухконтурного турбореактивного двигателя (в то время еще не была решена проблема дожигания в «холодном» вентиляторном контуре) предопределило использование одноконтурных турбореактивных двигателей. Боковые регулируемые воздухозаборники с подвижными полуконусами (регулировка автоматическая и ручная) имеют эллиптическое поперечное сечение.

Размах крыла, м 11,28

Длина, м 27,13

Высота, м 7,32

Площадь несущей поверхности, м2 57,0

Масса пустого самолета, кг 18 800

Максимальная взлетная масса, кг 40000

Грузоподъемность, кг 7700

Емкость внутренних топливных баков, кг 13 500

Максимальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 702

Максимальное отношение массы самолета к тяге при форсировании, кг/даН 1,37

Максимальная скорость, км/ч 2125

Максимальная скорость у земли, км/ч 1200

Посадочная скорость, км/ч 240

Практический потолок, м 20000

Дальность (ном./макс.), км 3500/6000

Продолжительность полета, ч 3

Длина разбега, м 650

Длина пробега, м 500

Рис. 2.127. Самолет F-111A с выпущенными предкрылками и закрылками.

История создания. История F-111 началась с конкурса на тактический многоцелевой истребитель TFX, удовлетворяющий требованиям как ВВС, так и военно-морской авиации ВМС США. В конкурсе предварительных проектов принимало участие шесть фирм, из которых ко второму этапу проектирования самолета были допущены «Дженерал дайнемикс» и «Боинг».

24.11.1962 г. было принято решение поручить разработку самолета (обозначенного F-111) фирме «Дженерал дайнемикс» в кооперации с фирмой «Грумман». Заказ включал строительство 23 самолетов (18Г-111А-для ВВС и 5F-111B-для ВМС США) на сумму 437,5 млн. долл. Эта сумма не учитывала затрат на двигатели, запасные части, наземное оборудование, тренировочное снаряжение, систему управления огнем и разработку ракет «Феникс». Планировалось построить в общей сложности (для ВВС и ВМС США) 1700 самолетов стоимостью около 7 млрд. долл. С учетом затрат на двигатели, запасные части, оборудование, тренировочное снаряжение и вооружение стоимость разработки опытных образцов составила свыше 1,2 млрд. долл. Облет первого опытного образца самолета состоялся 21.12.1964 г., а изменение конфигурации крыла в полете впервые было произведено 6.01.1965 г. К этому времени на разработку самолета было затрачено около 25 \ млн.чел.-ч, из которых на испытания в аэродинамической трубе пошло свыше 21 ООО чел.-ч.