Су-24 и его американский дядюшка (F-111)

Павла Осиповича Сухого, руководившего до 1975 г. опытно-конструкторским бюро (ныне носит его имя), с полным основанием можно назвать одним из самых универсальных авиаконструкторов нашей страны. Нет такого класса боевых самолетов, где бы не попробовал свои силы этот выдающийся авиационный новатор. И везде он добивался, как правило, результатов, определявших мировой уровень самолетостроения.

Су-24 - один из наиболее известных боевых самолетов «третьего поколения» -создан в 1960-е годы, ставшие для ОКБ П. О. Сухого "десятилетием бомбардировщиков". Завершив в 1963-м проектирование истребителя Су-15 - последнего в серии «суховскмх» перехватчиков с треугольным крылом, ОКБ столкнулось с необходимостью диверсифицировать свои работы. Однако в эти сложные для отечественной военной авиации годы (сокращение вооруженных сил, излишнее увлечение «ракетизацией», неблагосклонное отношение военно-политического руководства страны к пилотируемым летательным аппаратам) найти новую «нишу» было нелегко.

В 1962 г. ОКБ приступило к проектированию «трёхмахового» тяжелого бомбардировщика Т-4 (изделие «100»), а в 1963-1964 гг. начало работы еще по двум программам, ставшим на длительное время основными: истребителю-бомбардировщику Су-17 - глубокой модернизации Су-7Б, а также новой ударной машине. эволюция проекта которой привела к созданию фронтового бомбардировщика Су-24.

В первоначальном варианте ударный самолет, получивший обозначение С-6, был во многом аналогичен Су-15 (Т-58), отличаясь от него более мощными двигателями, двухместной кабиной экипажа с размещением кресел тандемом, низко-расположенным стреловидным крылом и боковыми воздухозаборниками с нижним горизонтальным клином. На проект С-6 определенное влияние оказали английские работы по сверхзвуковому бомбардировщику TSR-2. «Изюминкой» машины явилось применение новинки того времени - цифрового прицельно-навигационного комплекса «Пума», вокруг которого, собственно, и формировался сам самолет.

Однако в 1964-м работы по С-6 свернули (неудовлетворение заказчика вызвали низкие взлетно-посадочные характеристики, заложенные в проект машины), и ОКБ приступило к проработке другого проекта - с укороченным взлетом и посадкой. По политическим соображениям, из-за малой вероятности одобрения на правительственном уровне начала работ по принципиально новой машине (в то время еще ие развеялось увлечение ракетами, и пилотируемая авиация считалась малоприоритетной), «для маскировки» новый самолет именовался модификацией принятого на вооружение перехватчика Су-15. Уже в 1966-м он стал известен под новым «фирменным» обозначением Т-6.

 «Шестерке», проектировавшейся под руководством главного конструктора Е. С. Фельснера, суждено было стать аналогом американского тактического бомбардировщика Дженерал Дайнэмикс F-111. Были близки даже пути эволюции эта проектов в процессе их разработки: обе программы включали изучение самолета с подъемными двигателями, вместо которых впоследствии установили крыло изменяемой стреловидности. Отличие заключается в том, что американцы вначале предполагали создать полноценный самолет вертикального взлета и посадки, хотя и отказались от этой идеи еще на стадии формирования технического задания. ОКБ Сухого с самого начала планировало короткий взлет и посадку (выбранные подъемные двигатели не обеспечивали удельной тяговооруженности более единицы и «брали на себя» лишь часть веса самолета). Однако О КБ довело работало летных испытаний опытного образца Т-6-1. Причины близости хода конструкторской мысли лежат в схожести требований к обеим машинам.

Исходная задача заключалась в том, чтобы преодолеть «кризис базирования» - большие потребные размеры ВПП, обусловленные чрезмерно высокими взлетно-посадочными скоростями сверхзвуковых машин. Для отработки комбинированной силовой установки Т-6-1 на базе истребителя Су-15 в 1966-м построили летающую лабораторию Су-15ВД с тремя подъемными двигателями РД-36-3S (тяга каждого 23S0 кгс) конструкции П. А. Колесова и двумя маршевыми двигателями Р-11. Су-15ВД демонстрировался на воздушном параде в Домодедове 9 июля 1967 г. Несколькими днями ранее (2 июля)состоялся первый полетопытно-го сверхзвукового Т-6-1, построенного на опытном заводе ОКБ в Москве и пилотируемого летчиком-испытателем В. С. Ильюшиным.

Т-6-1 представлял собой двухместный высокоплаи нормальной аэродинамической схемы с тонким треугольным крылом, имеющим излом по передней кромке, цельноповоротным горизонтальным и однокилсвым вертикальным оперением. Стреловидность корневых частей крыла была равна 60*. Средняя и хвостовая части фюзеляжа имели прямоугольное сечение, что позволило широко использовать в конструкции крупногабаритные монолитные фрезерованные панели. Кресла экипажа располагались рядом. Шасси повышенной проходимости обеспечивало базирование на грунтовых аэродромах. Максимальная взлетная масса составляла 26100 кг. Самолет был оснащен четырьмя подъемными ТРД РД-36-35, установленными в ряд в средней части фюзеляжа, и двумя маршевыми двигателями Р-27Ф2М-300 конструкции С. К.Туманского (2 х 6900/2 х 10000 кгс), размешенными в хвосте.

«Подъемники» имели сверху фюзеляжа два выдвижных воздухозаборника совкового типа - по одному на два двигателя, со створками перепуска на верхних панелях, а снизу фюзеляжа сопла с поворотными створками. Для маршевых двигателей применили плоские боковые воздухозаборники. ТРДФ Р-27Ф2М-300 первоначально разрабатывались для фронтового истребителя МиГ-23 и не в полной мере удовлетворяли требованиям к ударной машине. В 1968 г. их заменили на «бомбардировочные» двигатели АЛ-21Ф конструкции А. М. Люльки.

Самолет Т-6-1 проходил испытания до 1974-го, совершив более 320 полетов. Однако в последние годы своей «летной карьеры» он использовался только как летающая лаборатория: ОКБ приняло решение вместо подъемных двигателей использовать на боевой машине крыло изменяемой стреловидности. Позднее Т-6-1 передали в музей Российских ВВС в Монино.

Начало работы над вариантом с крылом изменяемой стреловидности (КИС) относится еще к 1965 г. Однако тогда этот проект отложили, поскольку сто разработка требовала большого объема испытаний в аэродинамических трубах, а весо-, но го выигрыша, по предварительным оценкам, в сравнении с самолетом, оснащенным подъемными двигателями, не получалось. Возврат к КИС был обусловлен несколькими причинами. Во-первых, результаты испытаний Су-15ВД и Т-6-1 показали сложность технической эксплуатации и пилотирования самолета со столь большим (5-6) числом двигателей. Во-вторых, «подъемники» не обеспечивали многорежимноегь боевой машины и не улучшали ее маневренные характеристики, а весовую отдачу значительно ухудшали. Новые требования заказчика, предусматривающие, в частности, длительный полет к цели на малой высоте, были составлены под руководством заместителя главнокомандующего ВВС М. Н. Мишука.

Пересмотр концепции боевого применения Т-6 был вызван изучением опыта локальных конфликтов. Война во Вьетнаме подтвердила уязвимость высотных машин от ЗРК, а «шестидневная» арабо-израильская война 1967 г. показала, что использование малых высот значительно повышает выживаемость самолетов. Египетские ракеты С-75 оказались малоэффективны против израильских «Миражей» и «Мистэров», прижимавшихся к земле. Кроме того, в ЦАГИ провели большой объем экспериментальных работ, подтвердивших жизнеспособность схемы с крылом изменяемой стреловидности с разносом шарниров поворота консолей и корневыми наплывами-дсстабилизатора-ми. На основе «цаговских» исследований построили истребитель-бомбардировщик Су-17 и фронтовой истребитель МиГ-23. Следует отметить, что фундаментальные работы ЦАГИ по этим и последующим машинам с КИС (Су-24, Ту-22М, Ту-160) были отмечены в 1975 г. Государственной премией.

На выбор «суховцами» крыла изменяемой стреловидности повлиял и американский F-111, испытывавшийся с 1964 г. Развернутая в то время американцами мощная пропагандистская кампания по поводу «революционной» роли этого самолета оказала влияние на руководство Минобороны, Минавиалрома, оборонный отдел ЦК, а также на Л.И. Брежнева, вто время лично занимавшегося вопросами военного строительства. После ознакомления с F-l 11 на Парижском авиасалоне 1967 г., когда эта машина впервые демонстрировалась за пределами США, мнение о перспективности КИС еще более укрепилось в советском руководстве. Такую оценку не поколебал оказавшийся неудачным первый опыт боевого применения F-l 11 в начале 1968 г. во Вьетнаме. В результате на ОКБ Сухого «надавили» в пользу установки КИС не только на Су-24, но и на втором экземпляре разрабатывавшегося в тс годы дальнего бомбардировщика Т-4.

Решение о постройке второй опытной машины Т-6 без подъемных двигателей, но с КИС приняли в 1968-м. Самолет получил обозначение Т-6-2И и совершил первый полет в январе 1970-го (летчик-испытатель В. С. Ильюшин). Летно-кон-структорские и государственные испытания продолжались 5 лет с использованием 17 опыгно-ссрийиых «шестерок». Под обозначением Су-24 самолет был запушен в серийное производство в 1972-м в Новосибирске. Госиспьгтания завершились в августе 1974-го, и первые машины поступили на вооружение фронтовой авиации в конце того же года.

Впервые в Советском Союзе построили столь большое число опытных машин. Связано это было со сложностью систем самолета, потребовавших большого объема доводки - в ходе испытаний совершено около 2000 полетов.

При создании Су-24 впервые в самолетостроении была поставлена задача разработать машину, снабженную прицельно-навигационным комплексом (ПрНК). Такой комплекс, первоначально создававшийся еще для С-6, получил название «Пума». В состав ПрНК (также впервые на отечественном ударном самолете) была включена бортовая цифровая ЭВМ (БЦВМ). Огромная масса комплекса, достиравшая 1500 кг, затрудняла его размещение на борту «обжатого» боевого самолета. Надежность работы «Пумы» первоначально также вызывала нарекания.

Одной из задач, решаемых «Пумой», была борьба с наземными РЛС. Для этого в состав ПрНК входила пассивная система радиолокационной разведки (ПСРР). Ее антенны размещались в носу самолета на специальном держателе, получившем у летчиков название «гусь» за изогнутую форму, напоминающую шею этой птицы. Предполагалось, что каждый самолет, входящий в состав звена, будет иметь ПСРР, настроенную на определенный фрагмент частотного диапазона РЛС противника. В итоге эскадрилья сможет перекрыть все рабочие частоты вражеских радаров. Это нашло свое отражение в различии форм «гусей» у самолетов одной модификации.

Основным вооружением для борьбы с РЛС стала ракета Х-28, созданная в МКБ «Радуга» в 1973-м. Два сравнительно тяжелых снаряда (стартовая масса 7000 кг, масса БЧ - 200 кг) с пассивной системой наведения, получившей целеуказание от ПСРР, размещались на подкрыльевых узлах подвески. Ракета имела дальность до 90 км (что было больше, чем у американского аналога - противорадиолока-ционной УР «Стандарт» - ARM) и развивала сверхзвуковую скорость. Однако ЖРД, работающий на токсичном топливе, усложнял эксплуатацию ракеты.

Испытания Су-24 прекратили несколько преждевременно волевым порядком. В декабре 1973-го во время совещания с участием военных и производственников говорилось о сложности бортовых систем и необходимости выполнить еще около 1200 полетов для полного завершения программы испытаний. Для этого требовалось более двух лет, поскольку за год успевали сделать примерно 500 зачетных полетов. Услышав подобное предложение, тогдашний главнокомандующий ВВС П. С. Кугахов эмоционально заявил, что нельзя испытывать Су-24 до бесконечности - он нужен в войсках как можно скорее. На позицию Кутахова, бывшего летчика-истребителя, несомненно, повлияло успешное применение F-11I во Вьетнаме в 1972-1973 гг., а также только что (в октябре) пронесшаяся война на Ближнем Востоке. В результате министр авиапромышленности П. В. Дементьев распорядился об окончании испытаний к сентябрю 1974 г. Здесь кроется, в частноcти, объяснение тому, почему для Су-24 даются максимальное число М = 1,35 и высота 11000 м. Это цифры, достигнутые в испытаниях. Для более полною исследования диапазона режимов полета самолета просто не хватило времени, хотя, несомненно, действительные показатели должны быть значительно выше (Су-24 рассчитывался на достижение скорости, соответствующей М=2).

В ходе испытаний было потеряно несколько самолетов. Первый случай, происшедший 28 августа 1973 г., связан с пожаром в двигателе Т-6-4, считавшегося «эталоном» по укомплектованности бортовым оборудованием. Летчик-испытатель НИИ ВВС С. А. Лаврентьев и штурман М. С. Юров погибли. В этот же день разбился на взлете самолет, проходивший оценку в Липецком центре боевого применения. Причина катастрофы - заклинивание управления закрылком, в результате чего самолет вошел в неуправляемое вращение вокруг продольной оси. Еще один Т-6-7 - погиб в июне 1974-го, так как заклинило управление. Экипаж успел покинуть машину. И, наконец, опытный Т-6-13 разбился в результате разрушения балки центроплана. Экипаж благополучно катапультировался после того, как с изумлением увидел, что консоль одного крыла самопроизвольно «поехала» вперед. Еще одна машина - Т-6-6 разбилась в ходе доводки самолета уже после окончания летно-конструкторских испытаний. Это произошло 19 июля 1977 г., когда испьnывавшийся самолет потерял управляемость на режиме максимальной скорости. Погиб летчик-испытатель В. А. Кречетов.

В конструкции первых серийных Су-24 выявилась недостаточная прочность 43-го шпангоута, к которому крепится киль. 11 качестве временной меры установили подкосы, идущие от фюзеляжа к оси киля. В дальнейшем шпангоут усилили. Взлетная масса Су-24 была вначале ограничена величиной 36 200 кг из-за недостаточной прочности шасси.

Впоследствии на основе Су-24 разработали ряд модификаций. Наиболее усовершенствованным серийным вариантом стал Су-24М, решение о создании которого было принято в апреле 1975 г. Опытный самолет Т-6-8М, переоборудованный из Т-6-8, совершил первый полет 24 июня 1977-го. Серийное производство Су-24М развернулось в 1978-м. Главные усовершенствования Су-24М коснулись бортового оборудования - вместо «Пумы» установлен новый прицельно-навигационный комплекс, повысивший точность бомбометания и стрельбы с самолета, а также обеспечивший применение новых высокоточных боеприпасов. Экспортный вариант Су-24М получил обозначение Су-24МК. Среди других вариантов — разведчик Су-24МР (поступил на вооружение в 1982-м) и постановщик помех Су-24МП.

В 1985-м прорабатывался вариант Су-24ММ («Муму» или «Мертворожденный монстр», как его в шутку называли разработчики) с увеличенной на 2000 кг взлетной массой и повышенной дальностью полета благодаря установке экономичных двухконтурных двигателей AJ1-31. Его характерной чертой был дополнительный, третий воздухозаборник, размещенный сверху фюэеляжа. Однако работы по «Муму» не вышли из стадии проектных исследований.

Су-24 находятся на вооружении Российской армии. Ударная бомбардировочная авиация Украины насчитывает 220 Су-24, в составе вооруженных сил Казахстана и Узбекистана также имеются Су-24. После ухода Российской армии из Азербайджана в этой стране остались 16 «двадцать четвертых». Помимо ВВС и ВМС стран СНГ, Су-24 поступил на вооружение ВВС Алжира, Ирака, Ливии, Сирии и Ирана.

Во время войны в Персидском заливе зимой 1991-го Су-24 ВВС Ирака в боевых действиях не участвовали, так как Ирак к началу операции «Буря в пустыне» располагал лишь одним экипажем, подготовленным для боевого применения этой сложной машины. Все 24 самолета Су-24М К, имевшиеся у Ирака, после начала бомбовых ударов союзников благополучно перелетели в Иран, избежав при этом атак американских истребителей.

В результате резкого сокращения вооруженных сил и вывода войск из ближнего и дальнего зарубежья Россия более не в состоянии быть одинаково сильной на. всех стратегических направлениях. Поэтому особую актуальность приобретает маневр силами и средствами с одного ТВД на другой. Важную роль должны при этом играть Су-24, единственные из машин фронтовой авиации России, оснащенные системой дозаправки топливом в полете (одно время предполагалось оснастить штангами топливоприемников истребители-бомбардировщики Су-17М-4 и ударные разведчики МиГ-25РБ, но потом из-за отсутствия средств и морального устаревания этих самолетов от проведения работ отказались).

Возможность быстрой переброски Су-24 была подтверждена в ходе учений «Восход-93» в мае 1993-го, когда из европейской части России на Дальний Восток перебазировали 10 Су-24М и Су-24МР, каждый из которых выполнил три дозаправки в воздухе от летающего танкера Ил-78 и совершил одну промежуточную посадку в Забайкалье для смены экипажей. Су-24М покрыли расстояние почти 8000 км, проведя в небе в общей сложности 12 ч. По словам летчиков, особенно трудной была первая дозаправка, выполненная ночью, но экипажи успешно справились с задачей, выйдя в расчетное время в заданную точку, по бортовым огням определив свое место в строю, точно пристроившись к «своему» заправшику и войдя с ним в контакт. Бомбардировщики летели в сопровождении четырех истребителей Су-27, совершивших две промежуточные посадки. После столь дальнего перелета Су-24М нанесли на полигоне успешный бомбовый удар по аэродрому условного противника.

По концепции Су-24 во многом отличен от американского аналога F-111. Основные конструктивные особенности Cу-24 в сравнении с F-111 заключаются в использовании нерегулируемых воздухозаборников двигателей и отсутствии бомбоог-сека. Нерегулируемые заборники значительно упростили конструкцию самолета. Они не позволяют достигать «двух Махов» на высоте, но это не имеет большого значения, поскольку Су-24 предназначен прежде веет для мало высотного полета. Американцы также пришли к этому, отказавшись от регулируемых воздухозаборников на маловысотном стратегическом бомбардировщике Рокуэлл В-1. У земли Су-24, благодаря высокой прочности конструкции, может выходить на сверхзвук. F-111 также проектировался в расчете на достижение сверхзвука на малой высоте, но в реальной эксплуатации на малой высоте его скорость ограничена дозвуком.

Бомбоотсек дает F-111 преимущества только при доставке ядерного оружия. При использовании обычных боеприпасов этот выигрыш теряется, поскольку отсек вмешает лишь две бомбы. Но в любом случае на остающемся на вооружении варианте F-l I IF в фюзеляже вместо боевой нагрузки расположен контейнер с о птако - эле ктрон ной системой. В отличие от F-111 на Су-24 с самого начала предусматривалось использование управляемого вооружения, для чего в передней части фюзеляжа установлена встроенная оптико-электронная система, не препятствующая подвеске боеприпасов под средней частью фюзеляжа. Су-24 имеет существенные отличия и в подкрыльном размещении вооружения. На центроплане у борта фюзеляжа могут быть расположены наиболее тяжелые и крупногабаритные подвески, а на поворотной части крыла монтируется подвижный пилон с ограниченной грузоподъемностью. На F-111 все подкрыльевые пилоны располагаются под поворотными консолями крыла.

Несмотря на то, что Су-24 несколько легче, чем F-111, максимальная боевая нагрузка у обеих машин примерно одинакова. Но с учетом того, что в настоящее время F-111F не несет вооружения в бомбоотсеке, нагрузка Су-24 оказывается больше. В то же время F-111 обладает несколько большей дальностью полета из-за увеличенного внутреннего запаса топлива и установки более экономичных двухконтурных двигателей.

Взлетно-посадочные характеристики серийных Су-24 несколько хуже, чем у опытных машин. Дело в том, что вначале предусматривался предельный угол отклонения закрылков — 39°. Это давало максимальный коэффициент подъемной силы — 1,2 — 1.3. Затем, чтобы уменьшить момент крена, вращающий самолет в случае несимметричного выпуска закрылков, установили автомат мгновенной фиксации закрылков (не допускавший их дальнейшего отклонения). Однако этим не ограничились и уменьшили угол отклонения закрылков до 34° со снижением коэффициента подъемной силы до 1,1. В дальнейшем предпринимались попытки восстановить угол 39°, но к тому времени был налажен выпуск домкратов, отклоняющих закрылки, с уменьшенным ходом штока, и преодолеть производственную инерцию оказалось невозможно.

Воздухозаборники двигателей боковые, плоские, нерегулируемые, снабжены про -тивообледенительной системой. Отсека-тели пограничного слоя перед воздухозаборниками отстоят от поверхности фюзеляжа на 100 мм. 

Топливо располагается в трех фюзеляжных баках общей емкостью 11 860 л. Самолет заправляется топливом под давлением через бортовой штуцер или самотеком через заливные горловины. Дополнительно могут быть установлены два подвесных бака емкостью по 3000 л под центропланом и один емкостью 2000 л под фюзеляжем. 

Су-24М оборудован системой дозаправки в воздухе с выдвижной штангой-топ-ливоприемником в носовой части фюзеляжа. Он может и сам выполнять роль 1 заправщика при оснащении подвешиваемым под фюзеляжем агрегатом УПАЗ-А, позволяющим передавать в полете (в том числе ночью) заправляемому самолету до 9000 кг топлива.

Система управления полетом необратимая, бустерная, с жесткой проводкой. Интерцегггоры — с электродистанционным управлением. В случае отказа автоматики в режиме маловысотного полета обеспечивается приведение самолета к нулевому крену и уход от земли.

Гидравлическое оборудование состоит из трех независимых гидросистем и используется для привода аэродинамических органов управления и механизации крыла (с помощью двухкамерных усилителей), механизма изменения стреловидности крыла, уборки и выпуска шасси, открытия фонаря кабины и т.д. Каждая гидросистема имеет по два насоса, которые установлены по однбму на правом и левом двигателях. Пневматическая система применяется для торможения колес, аварийного выпуска шасси и наддува гидробака. Система электроснабжения включает два генератора переменного тока и два генератора постоянного тока, а также две аккумуляторные батареи.

Комплекс целевого оборудования Су-24 обеспечивает прицельное поражение наземных и надводных целей в простых и сложных метеоусловиях, днем и ночью, в том числе с малых высот нри ручном и автоматическом управлении самолетом.

На Су-24 установлена прицельно-навигационная система, в состав которой входят 13 подсистем: импульсно-допле-ровский радиолокатор переднего обзора (РПО), радиолокатор предупреждения о столкновении (РПС) при следовании рельефу местности, радиолокационная командная линия (PKJI) для применения управляемых: ракет Х-23, пассивный радиолокационный пеленгатор (ПРС), электронно-оптический визир (ЭОВ), «Чайка», теплопеленгатор ТП-23Е, телевизионный пеленгатор ракет (ТПР), гироинерциальная система МИС-11, доплеровский измерите ль скорости и угла сноса ДИСС-7, радиовысотомер малых высот РВ-ЗМ, радиовысотомер больших высот РВ-18А-1, бортовая цифровая вычислительная система (БЦВС) и индикатор на лобовом стекле

ППВ (прицельно-пилотажный визир). Антенны обоих радиолокаторов размещены в носовом обтекателе, датчик «Чайки» — в обтекателе под фюзеляжем впереди воздухозаборников. Приемники системы радиотехнической разведки « Филин-Н», предназначенной для анализа и определения координат источников электромагнитного излучения (наземных РЛС), установлены на штанге ПВД и сзади «Чайки». Теплопеленгатор расположен сверху носовой части фюзеляжа перед кабиной.

На Су-24М используется усовершенствованная прицельно-навигационная система. В ней сохранены поисковая PJIC и PJIC следования рельефу местности, инерциальная навигационная система МИС-11, индикатор ППВ. Но вместо ЭОВ установлена лазерно-телевизионная прицельная система с лазерным дальномером- целеуказателем и ТВ обзорным блоком. На подфюзеляжном пилоне может также подвешиваться контейнерная система, использующаяся вместо ПРС для обнаружения источников электромагнитного излучения.

Пилотажно-навигационное оборудование обеспечивает выход в район цели в режиме автономной навигации по запрограммированному маршруту, а после выполнения задания — автоматическое возвращение на свой аэродром и заход на посадку в сложных метеоусловиях до высоты 40 — 50 м. На Су-24М, помимо уже отмеченных компонентов, оно включает БЦВМ ЦВУ- 10-058К и систему автоматического управления полетом. Используются радиотехническая система ближней навигации и посадки, самолетный ответчикСО-69 (СО-63 на Су-24) и работающая вместе с ними антенная система «Пион».

Бортовой комплекс обороны (БКО) Су-24М, обеспечивающий защиту самолета от средств ПВО, включает станцию предупреждения о радиолокационном облучении (антенны станции расположены по бокам воздухозаборников двигателей и на вертикальном оперении), теплопеленгатор для обнаружения пусков ракет противника (датчик расположен сверху фюзеляжа за кабиной), станцию активных помех (в основном киля), устройство выброса дипольных отражателей и ложных тепловых целей АПП-50 (в хвосте фюзеляжа между двигателями) и блок управления.

В состав связной системы входят KB и УКВ радиостанции Р-832 или Р-862, Р-847 или Р-864, самолетное переговорное устройство СПУ-9. Установлена магнитная система регистрации полетных данных «Тестер-УЗ».

Фронтовой самолет-разведчик Су-24МР может выполнять всепогодную комплексную воздушную разведку днем и ночью в широком диапазоне высот и скоростей на глубину до 400 км за линией боевого соприкосновения при противодействии средств ПВО противника. Это первый отечественный самолет-разведчик, оснащенный бортовым комплексом разведки. В носовой части Су-24МР установлена РЛС бокового обзора и (в нижней части) панорамный аэрофотоаппарат АП-402М, в нижней части фюзеляжа сразу за кабиной — перспективный АФА А-100, в нижней центральной части фюзеляжа — ИК система. На центральном подфюзеляжном узле подвешивается контейнер с лазерной аппаратурой «Шпиль-2М», на правом внешнем подкрыльном узле — контейнер с аппаратурой радиационной разведки.

Самолет несет бомбовое, управляемое и неуправляемое ракетное и артиллерийское вооружение. Ракетно-бомбовое вооружение размещается на восьми точках наружной подвески: четырех подкрыль-евых и четырех подфюзеляжных. Из под-крыльевых узлов снизу центроплана установлены два неподвижных пилона, а под каждой подвижной консолью крыла — поворотный пилон грузоподъемностью 500 кг, позволяющий благодаря применению параллелограммного механизма сохранять направление оси оружия неиз-меютым при любом угле стреловидности крыла. На пилонах крепятся держатели, пусковые устройства, переходные балки, контейнеры и т.д.

На всех узлах Су-24 возможна подвеска свободно падающих бомб калибром от 100 до 1500 кг, разовых бомбовых кассет или контейнеров малогабаритных грузов КМ ГУ-2. Неуправляемое ракетное оружие включает блоки НАР калибром от 57 до 370 мм. Су-24М может также нести корректируемые бомбы: до четырех КАБ-500Кр с ТВ или КАБ-500Л с лазерным наведением, до двух КАБ-1500Л с лазерным наведением.

В состав управляемого ракетного вооружения Су-24 входят УР Х-23 с пропорциональным радиокомандным наведением и противорадиолокационная УР Х-28. Головка самонаведения ракеты Х-28 настраивается на земле, поэтому боевая задача выполнялась, как правило, последовательно парой самолетов Су-24: одна машина производила разведку, а вторая наносила ракетный удар, взлетев после получения данных от разведчика и настройки ракеты на соответствующую частоту излучения. Точность применения управляемого оружия с Су-24 весьма высока.

Су-24 М может нести широкий спектр УР класса «воздух-поверхность» с неядерной БЧ, включая различные варианты ракет с радиокомандным, лазерным и ТВ наведением: Х-25, Х-29 и другие. Нормальная нагрузка состоит из четырех УР Х-25 на подкрыяьевых пилонах или трех Х-29 на двух внутренних подкрыльевых и одном подфюзеляжном пилонах. Навнеш-них подкрыльевых пилонах подвешиваются УР класса «воздух-воздух» Р-60 (для самообороны).

В обтекателе снизу средней части фюзеляжа по правому борту установлена встроенная шестиствольная пушка ГШ-6-23М (калибр 23 мм, 9000 - 10 000 высгр./мин, начальная скорость снаряда 700 м/с, 500 патронов). На внешних узлах возможна подвеска до трех подвижных установок СПГГУ-6 с шистиствольными пушками ГШ-6-23М (400 патронов).

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ Су-24М (в скобках — Су-24)

Размах крыла в положении минимальной/максимальной стреловидности 17,64/ 10,37 м; длина самолета со штангой ПВД 24,53 м (22,67 м без штанги); высота — 6,19 м (5,92 м). Площадь крыла в положении минимальной/максимальной стреловидности 55,17/51,02 м2; минимальный/максимальный углы стреловидности крыла по передней кромке 16/69°.

Двигатели - ТРДФ АЛ-21Ф-ЗА НПО «Сатурн» (2 х 11 200 кгс с ф.к; 2 х 7800 кгс без ф.к).

Максимальная взлетная масса — 39 700 кг; нормальная взлетная с боевой нагрузкой 3 т —- 35 970 кг; масса пустого снаряженного самолета 22 320 кг, максимальная боевая нагрузка 8000; полный запас топлива: во внутренних баках 9850, в подвесных баках 6590.
Максимальное разрешенное число М на большой высоте 1,35; максимальная скорость у земли 1320 км/ч, максимальная рабочая высота полета 11 000 м. Длина разбега 850 - 900 м; длина пробега 800 — 850 м, посадочная дистанция с тормозным парашютом 950 м. Радиус действия на малой высоте с боевой нагрузкой 3 т с двумя ПТБ по 3000 л — 560 км.

Боевое применение F-111

Бомбардировщики F-111, дислоцированные в Англии на авиабазах Лейкенхит и Аллер Хейфорд, долгое время были основной ударной силой ВВС США в Европе. Но там их роль свелась лишь к устрашению «потенциального противника», а в начале 1990-х годов самолеты были выведены в США.

В боевых действиях F-111 применялись в основном в Юго-Восточной Азии и на Ближнем Востоке. Впервые они появились над полем боя в марте-апреле 1968-го в рамках операции «Комбат Лан-сер». Для американцев это было весьма рискованным шагом. К тому времени первые серийные машины, сошедшие со сборочной линии годом ранее, находились на вооружении всего несколько месяцев (с октября 1967-го). Завершились лишь их летно-конструкторские испытания, а войсковые — только начинались. Однако возобладало стремление как можно скорее оценить самолет в реальных боевых условиях, и 17 марта 1968-го на авиабазе Тахли в Северном Таиланде приземлились шесть F-111 А. К концу месяца они совершили 55 вылетов по целям в Северном Вьетнаме, но с боевых заданий не вернулись две машины, а еще через месяц потеряли третью. Больше американцы испытывать судьбу не стали. Потеряв за месяц половину участвовавших в операциях самолетов, они приостановили «боевую оценку».

В операции «Комбат Лансер» F-111А применялся практически автономно, как это и предусматривалось разработанной для него тактикой. Даже перелет в Таиланд выполнялся с использованием только бортовой инерциалъной 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 потерь двух первых самолетов, пропавших без вести, так и остались неизвестными. Экипажу третьего самолета удалось катапультироваться, а обломки этой машины были найдены.

Расследование обстоятельств ее гибели совпало с разбором условий потери управляемости еще одного F-111 А, разбившегося в мае на базе Неллис в США- В обоих случаях причиной происшествий стало усталостное разрушение сварной тяги управления цельноповоротным стабилизатором. Американцы полагают, что и первые два самолета в Юго-Восточной Азии были не сбиты огнем ПВО, а разбились по той же причине, хотя в числе других возможных причин называют плохую установку пушки М61 и ошибку летчика. По вьетнамским данным, по крайней мере один F-111A был сбит огнем зенитной артиллерии.

Второй раз F-111А базировались в Тахли в последние месяцы вьетнамской войны — с сентября 1972-го по февраль 1973-го. Боевые операции оказались более успешными: было выполнено более 4000 вылетов и потеряно лишь шесть (по другим источникам, семь) из 52 машин. Самолет продемонстрировал высокую надежность в полевых условиях. Коэффициент отмены вылетов на задание составил всего 0,85%. Многие самолеты выполнили за полгода по 100 вылетов. Последний боевой вылет состоялся 15 августа 1973-го.

В Юго-Восточной Азии F-111A были новейшими самолетами: все остальные как американские, так и вьетнамские машины — разработки 1950-х годов. Коренное отличие F-111A — способность следовать рельефу местности и точно выходить на цель, что позволяло «вслепую», с первого захода точно «класть» обычные некорректируемые боеприпасы. Конечно, применение управляемого оружия еще более повысило бы эффективность самолетов, но F-111 предназначался для рейдов ночью или в плохую погоду (был период муссонов), когда управляемые боеприпасы того времени не могли применяться из-за отсутствия надежных оптико - электр о и н ых систем обнаружения целей и наведения. Самолет обычно нес 12 — 16 бомб или разовых бомбовых кассет калибром 227 и 340 кг. Применялись и бомбы калибром 907 кг.

F-111А действовали по целям в Северном Вьетнаме (где была самая сильная ПВО) и Лаосе, и вновь, как и в 1968-м, летали автономно — без прикрытия и дозаправки в воздухе. Более 98% всех боевых вылетов проходило на малой высоте (60 — 75 м при числе М = 0,9), на режиме следования рельефу местности. Американские летчики называли такой полет «лыжными гонками».

Автоматика впервые брала на себя почти все функции — летчик и штурман планировали операцию на земле, затем вводили'координаты цели и пунктов поворота маршрута в бортовую ЭВМ, а в полете экипажу в основном оставалось лишь контролировать приборы и санкционировать сброс оружия (не видя, впрочем, саму цель). При отказе системы следования рельефу местности срабатывал автомат, дававший команду на выполнение самолетом «горки» с перегрузкой 2,4 -— 3 ед. для увода машины на безопасную высоту. Все же, несмотря на автоматику, рабочая нагрузка экипажа была высока — иногда не хватало времени даже на то, чтобы, как того требовала инструкция, сообщить по радио на командный пункт о проходе точки поворота маршрута. Немал был и эмоционально-психологический стресс — в полете трудно отвлечься от мысли, что до земли менее одной секунды. В клубе летчиков висел плакат, напоминавший, что эффективность ЗКР в среднем не превышает 15%, зенитной артиллерии — 5%, в то время как «эффективность земли» равнялась 100%. Постоянный контроль по экрану РЛС за впередилежащими препятствиями отнимал у экипажа много сил, но позволял сохранять уверенность в правильности работы автопилота. Впрочем, катастроф по вине системы следования рельефу, по-видимому, не было. Все семь потерянных самолетов, как полагают американцы, были сбиты вьетнамским зенитным огнем, хотя точную причину — поражение зенитными ракетами (вероятно, комплекса С-125) — установили только для двух машин.

Северовьетнамская ПВО оказалась не в состоянии эффективно бороться с маловысотными целями, поскольку на ее вооружении состояли в основном зенитные ракетные комплексы С-75, предназна-ченные для борьбы с высотными объектами, и зенитная артиллерия. Но и для мало высотных ракетных комплексов С-125, также появившихся у вьетнамцев в 1972-м, F-111 был трудной целью, поскольку нижняя граница уверенного поражения у этого комплекса составляла 200 м. Американские летчики вспоминают, что F-111 получил у вьетнамцев название «шелестящая смерть», свидетельствующее о внезапности появления этих машин над целью. По явно преувеличенному мнению некоторых летчиков, северовьетнамские средства ПВО зачастую были не в состоянии вовремя обнаружить F-111 и первым сигналом о налете этих самолетов оказывались разрывы бомб. Ближе к истине свидетельства других пилотов о том, что даже в маловысотных рейдах редкостью были случаи, когда в кабине не загоралась сигнализация предупреждения о радиолокационном облучении. Но обнаружить самолет — это далеко не все, уверенное же сопровождение самолета, огибающего рельеф местности, и наведение на него ракет гораздо труднее.

В то же время вьетнамские ЗРК были весьма результативны на средних и больших высотах. Особенно ярко это проявилось в декабре 1972-го в ходе операции «Лайнбэкер» II, когда американцы потеряли 15 стратегических бомбардировщиков В-52, в том числе 13 — от огня наземной ПВО. Применение ЗРК было масштабным: за декабрь выпущено 352 ракеты, сбивших 59 американских самолетов. Зенитные комплексы представляли столь большую угрозу, что США, помимо специализированных противора-диолокационных самолетов F-105G «Уайлд Уизл», вооруженных ракетами «Шрайк», бросили на их подавление и самолеты F-111. По американским данным, эффективность F-111 оказалась очень высокой; уже в ночь на 21 декабря число пущенных ракет снизилось, а затем были ночи, когда не отмечалось ни одного пуска зенитных ракет. Вьетнамские источники говорят о том, что 21 — 23 декабря число ракетных залпов действительно уменьшилось, но с 26-го оно вновь возросло с тем, чтобы впоследствии резко упасть. Кроме того, вьетнамские данные говорят о пяти сбитых F-111А, т.е. один-два самолета (из шести-семи признанных американцами потерь) разбились из-за отказов бортовых систем.

15 апреля 1986 г. в налете (подкодовым наименованием «Эльдорадо Каньон») на резиденцию ливийского лидера М. Каддафи в Триполи принимали участие 13 самолетов F-111F и три самолета EF-111А, базировавшиеся в Англии в Лейкенхите. По американским данным, один F-111F был потерян, а другой поврежден, однако ливийцы сообщали о значительно большем уроне со стороны авиации С ША.

F-111 широко применялся в январе-феврале 1991-го во время операции «Буря в пустыне» для нанесения ударов по иракским стратегическим и тактическим целям. 66 F-111F (из состава 48-го тактического истребительного авиакрыла) были развернуты в Саудовской Аравии на базе Таиф. Отсюда же летали и несколько EF-111A. Кроме того, 22 F-111E и пять EF-111A действовали с авиабазы Инсир-ликв Турции. F-111F, базировавшиеся в Саудовской Аравии, наносили удары по особоважным военно-промышленным объектам, включая химические, биологические и ядерные центры, аэродромы, бункеры и средства ПВО.

Техническое описание F-111

Самолет F-111 выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным крылом изменяемой стреловидности (КИС) и двумя двигателями в хвостовой части фюзеляжа. В конструкции планера широко применены алюминиевые сплавы. Используются также сталь и титановые сплавы. Обшивка кессонов крыла и киля состоит из монолитных механически обработанных панелей из алюминиевого сплава, остальная обшивка (кроме носового обтекателя И законцовок стабилизатора) — из трехслойных панелей толщиной около 22 мм с сотовым заполнителем. Расчетный ресурс планера 6000 ч, в дальнейшем был увеличен до 10 ООО ч.

Крыло пятилонжеронное с модифицированным профилем NACA 64А210.68 у шарнира поворота и NACA 64А209.80 на концах. Подвижные части крыла (ПЧК) соединены с неподвижными частями (ИЧК) шарнирами, расположенными на концах стальной коробчатой балки длиной 4,3 м. Балка в основном сварная, с болтовым креплением верхней панели. Диаметр осей шарниров 2 15 мм. ПЧК приводятся двумя винтовыми домкратами от двух гидродвигателей мощностью по 100 л.с. Максимальное усилие домкратов 230 тс. Время изменения угла стреловидности от минимального до максимального около 20 с. Команда на изменение стреловидности крыла подастся ручкой на левой стороне кабины Механизация крыла включает расположенные по всему размаху ПЧК двух позиционные предкрылки (угол отклонения около 40°) и двухщелевые восьмисекционные закрылки Фаулера, обеспечивающие максимальный коэффициент подъемной силы крыла около

3. Закрылки отклоняются на угол до 37° при углах стреловидности крыла не более 26". НЧК снабжены поворотными наплывами, отклоняющими при взлете и посадке для беспрепятственного отклонения внутренних секций предкрылков и улучшения их обтекания. На верхней поверхности ПЧК установлены интерцепторы общей площадью 3,6 м2, служащие для поперечного управления, а также в качестве воздушных тормозов.

Фюзеляж типа полумонокок с малым шагом шпангоутов. Его основным силовым элементом служит килевая Т-образная балка, к которой подвешены двигатели. В стенке и полке балки размещено топливо. Кабина экипажа двухместная с расположенными рядом креслами летчика и оператора системы вооружения. Панели остекления фонаря открываются вверх-вбок, поворачиваясь относительно шарнира на центральной раме. На первых 11 самолетах F-111A были установлены катапультируемые кресла, на последующих самолетах используется спасательная капсула, разработанная фирмой Макдоннелл-Дуглас, отделяемая от планера кгс. Диаметр купола , парашюта капсулы 21 м.

Носовая часть фюзеляжа самолета F-111В отклонялась с уменьшением его длины с 20,4 до 18,9 м для облегчения его размещения на авианосце.

Стабилизатор (общая площадь 13,1 м2) цельноповоротный, дифференциальный, расположен в одной плоскости с крылом. При максимальном угле стреловидности крыла щель между его задней кромкой и передней кромкой стабилизатора равна 25 см. Киль с рулем направления, отклоняющимся в диапазоне +30° на взлетно-посадочных режимах и в диапазоне +-7,1° в крейсерском полете. Под фюзеляжем расположены два длинных узких фальшкиля общей площадью около 2,5 м2.

Шасси трехопорное с одноколесными основными и двухколесной передней стойками. Носовая стойка убирается вперед, основные — в отсек между каналами воздухозаборников двигателей. С целью обеспечить посадку без выравнивания па фунтовые аэродромы для основного шасси выбраны колеса большого диаметра с бескамсрными пневмати-ками низкого давления. Колесные тормоза дисковые, имеется автомат торможения. Створка ниши основных стоек шасси используется в качестве воздушного тормоза при угле отклонения 40°.

Воздухозаборники двигателей боковые четвертькруговые с подвижными центральными конусами, внешнего сжатия: расположены под НЧК для использования спрямляющего влияния крыла на больших углах атаки. Управление воздухозаборниками осуществляется автоматически в зависимости от числа М,

Топливо размещается в баках-отсеках в консолях крыла, в средней части фюзеляжа между кабиной и крылом, в хвостовой части фюзеляжа над отсеком двигателей и баке-отсеке в киле. Общая емкость внутренних топливных баков на F-l 11А, D и Е - 19 052 л, на F-1UF -19 021 л. На пилонах под крылом возможна подвеска сбрасываемых баков емкостью по 1700 или 2270 л. Подвесные баки в последние годы использовались только на вариантах F-111Е и только на внешних поворотных пилонах. F-I110, как тренировочные самолеты, ГГГБ не несли. В боевых условиях ПТГ) должны, как правило, использоваться при нанесении ядерных ударов. Сверху фюзеляжа за кабиной расположен приемник системы заправки топливом в полете.

Система управления полетом (СУП) F-111 — необратимая бустерная с самонастраивающейся системой повышения устойчивости по трем осям с трехкратным резервировалием. По программе «Пейсер Страйк» в 1993-1998 гг. 82 американских самолета F-l 11F планировалось оборудовать цифровой СУП, имеющей среднюю наработку на отказ 1750 ч (и сравнении с 7-10 ч у существующей аналоговой системы), позднее аналогичную модификацию должны пройти и австралийские самолеты. Продольное управление осуществляется симметричным отклонением консолей стабилизатора, для поперечного управления при углах стреловидности крыла до 45 1рад. применяются интерцепторы, свыше 45 град. дифференциальный стабилизатор.

Система жизнеобеспечения экипажа обеспечивает условия для их работы без высотных костюмов: давление в кабине на всех высотах полета соответствует высоте 2400 м.

На F-111А и С установлена аналоговая прицельно-навигационная система Мк.! с оптическим прицелом ASQ-23 и PJ1C следования рельефу местности «Тек-сас Инструменте».

Средства РЭВ включают автомат разбрасываиия дипольных отражателей и ИК ловушек ALE-28, приемник предупреждения о радиолокационном облучении APS-109, встроенный передатчик шумовых дезориентирующих помех «Сандерс».

F-111D снабжен полностью переработанной цифровой лрицелыю-навигационной системой Мк.2 на твердотельных элементах, состоящей из PJ1C «Аутонетикс», РЛС «Сперри» и инерциальной навигационной системы. Вследствие большой сложности и малой надежности системы Мк.2 на F-111Fустановлена упрощенная аналоговая система Мк.2 В.

С 1978 г. самолеты F-111 F были оснащены тепловизионно-лазсрной системой «ПейвТэк», включающей ИК установку переднего обзора и лазерный дальномер-целеуказатсль, которые расположены па общей стабилизированной платформе. «Пейв Тэк» размещается в выдвижном контейнере в бомбоотсеке (вместо вооружения). Длина контейнера 4,14 м, диаметр 0,5 м, масса 540 кг. Отличительная особенность системы состоит в большой подвижности (190" по тангажу и 270° по крену) турели, на которой установлены ИК приемник и лазерный дальномер-целеуказатель. Это позволяет сопровождать цель с помощью ИК системы и удерживать луч лазера на цели даже при осуществлении самолетом сложных маневров или после пролета самолета над целью. Таким образом, созданы максимально благоприятные условия для применения оружия с лазерным наведением и бомб с тормозными устройствами. Отметим, что в российском аналоге того же поколения — оптико-электронной системе, применяемой на Су-24М, МиГ-27БК и МиГ-27К, — оптическая головка может вращаться в более ограниченном секторе. На F-111F возможна подвеска контейнеров с оборудованием РЭВ.

Самолет EF-111A является одним из основных американских средств радиоэлектронного подавления объектов ПВО. Он оборудован многофункциональной системой активных радиопомех «Итон», используемой также на самолете ЕА-6В «Праулер». Отличительной чертой EF-111А служит обтекатель на конце киля, вмещающий электронную аппаратуру. EF-111А осуществляет прикрытие ударных самолетов из зоны барражирования над своей территорией или находясь в их боевых порядках.

Вооружение F-111 размещается в тру-зоотсеке длиной 5 м и на подкрыльевых пилонах. Для грузоотсека было разработано три типа взаимозаменяемых подвесных установок. Первая установка с обычными створками используется для подвески ядерных (до двух В43, В57 или В61) или обычных бомб, топливных баков, контейнеров с аппаратурой РЭГ>, а также (на самолете F-1UC) — разведывательного оборудования. На некоторых самолетах (и основном F-111A и D) применялась вторая установка, в правой части которой размещена пушка М61А1 «Вулкан» (20 мм) с небывало большим боезапасом: 2084 патрона. Однако, начиная примерно с 1980 г., пушку на этой установке демонтировали, а пушечную амбразуру заделали. Фиксированная правая часть установки была использована для крепления обычного балочного бомбодержателя. Третий тип установки не несет оружия и используется на самолетах F-111F для размещения контейнера с системой «Пейв Тэк».

F-111 проектировался с возможностью установки восьми подкрыльевых пилонов — по четыре под каждой консолью крыла. Из восьми пилонов четыре — по два внутренних под каждой консолью — являются поворотными и располагаются по потоку при изменении стреловидности крыла, а еще четыре — по два внешних — сбрасываемые неповоротные. Внешние неповоротпые пилоны рассчитывались на применение только при развернутом крыле — при угле стреловидности до 26° и сбрасывались вместе с нагрузкой до начала полета с большой скоростью, т.е. предполагали подвеску прежде всего топливных баков. Были проведены испытательные полеты с различной нагрузкой (в частности, бомбовой) на всех восьми пилонах. Однако неповоротные пилоны не «прижились» в реальной эксплуатации. Лишь на стратегических бомбардировщиках FB-111A неподвижные пилоны нашли применение для подвески топливных баков, причем обычно использовалось по два таких пилона.

Задача самолетов F-111 — атака целей в оперативно-тактической глубине обороны противника, что требует, как правило, максимальной дальности. Поэтому обычно на пилонах устанавливается до четырех боеприпасов с малым сопротивлением (по одному боеприпасу на каждом пилоне), таких, как ядерные бомбы, неуправляемые или корректируемые обычные бомбы Мк84 калибром 907 кг или Ml 18 калибром 1350 кг.

Бомбы малого калибра подвешиваются на многозамковых держателях BRU-3, причем в последние годы они почти всегда устанавливаются на внешних пилонах, а внутренние пилоны остаются без боеприпасов. Хотя каждый держатель может нести шесть бомб, довольно часто на них подвешиваются по четыре бомбы.

Расчетная максимальная боевая нагрузка самолета F-l 11 составляет 14 228 кг с учетом держателей. Однако практическая максимальная боевая нагрузка на внешних узлах равна 6310 кг (24 бомбы Мк82), а с учетом установки двух бомб калибром 907 кг в бомбоотсеке общая практическая боевая нагрузка немногим превышает 8000 кг.

Для самообороны на F-111 возможна подвеска ракет класса воздух-воздух AIM-9РЗ «Сайдуиндер», но обычно установка высокоточных боеприпасов исключает использование внешних узлов для подвески ракет AIM-9.

Самолет EF-111A не несет вооружения. Австралийские F-111C могут оснащаться противокорабельными ракетами «Гарпун».

ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА F-111F

(в скобках приведены отличающиеся данные других модификаций)

Размеры. Размах крыла максимальный/минимальный 19,20/9,74 м2; длина самолета 22,40 м (EF-111A — 23,16 м); высота самолета 5,22 м (EF— 111А — 6,10 м); угол стреловидности по передней кромке минимальный/максимальный 16/72,5 град; площадь крыла при угле стреловидности; 16 град — 48,77 м2, 72,5 храд — 61,07 м2..

Двигатели. На F-111F; ТРДДФ Прагг-Уитаи TF30-P-100 (статическая тяга форсированная/нефорсированная 2x11385/2x6800 кто). HaF-ШАиЕ, EF-111 А, ТРДДФ TF-30-P-3 (2x8390/2x4875 кгс). На F-111D ТРДДФ TF-30-P-9 (2x9360/2x5640 кгс).

Массы и нагрузки, кг: максимальная взлетная масса 45 360 (F-111A и Е — 41 415, EF-111A- 40 346 кг); нормальная- взлетная масса (EF-111A) 31 752; масса пустого снаряженного самолета 21 537 (F-111A и Е - 20 943, EF-111A -25 072; F-111D —21 151); практическая максимальная боевая нагрузка на внешних узлах, кг: 5990 (16 бомб Мк117) или 6310 (24 бомбы Мк82); максимальный запас топлива во внутренних баках 14 738.

Летные данные. Максимальная скорость без подвесок: на высоте 10 975 м — 2655 км/ч или М=2,5 (EF-111A - 2272 км/ч), в режиме следования рельефу местности на малой высоте около 1126 км/ч или М=0,91; крейсерская скорость на большой высоте 919 км/ч; средняя скорость патрулирования в зоне (EF-111А) 940 км/ч; скороподъемность у земли (EF-111А) 16,8 м/с; практический потолок 18 290 м (EF-111A - 13 715 м); боевой радиус действия по профилю большая-малая-большая высота; с боевой нагрузкой 5450 кг без дозаправки топливом в воздухе 1000-1050 км, с двумя подвесными баками и бомбами по 907 кг — 1480 км; боевой радиус на большой высоте (EF-111A) 1495 км; максимальная дальность с полным запасом топлива во внутренних баках 4707 км; перегоночная дальность с ПТБ 5435 км; продолжительность полета без дозаправки в воздухе (EF-111A) более 4 ч; взлетная дистанция (высота препятствия 15 м) 950 м (F-111А, C,D и Е - 1065-1220 м); посадочная дистанция 915 м, максимальная эксплуатационная перегрузка 7,33.

Высота полета к цели составляет обычно 300 м и ниже, в зоне цели самолет снижается до высоты менее 90 м и обычно летит на этой высоте со скоростью около 890 км/ч, которая повышается до предельного значения лишь в случае необходимости.

Михаил Левин 
Крылья Родины, №10-11'1994