щелевых закрылков, сложной механизации, внедрению систем управления пограничным слоем. Но эти меры не позволяли радикально решить проблему базирования, острота которой дополнительно возросла из-за смены на рубеже 1950-х- 1960-х годов господствующей военно-политической доктрины: от «массированного возмездия» перешли к стратегии «гибкого реагирования», предусматривавшей дозированное применение вооруженных сил в зависимости от масштаба конфликта. Требовалась, следовательно, большая неприхотливость авиации, способность ее быстрой переброски и эксплуатации с передовых аэродромов. Возросшая точность средств поражения и, следовательно, уязвимость аэродромов, которые в случае войны становятся первоочередными целями, очень остро ставила проблему эксплуатации самолетов с уцелевших участков поврежденных взлетнопосадочных полос или с малоподготовленных площадок.
Решение этой проблемы виделось в двух направлениях. Первый путь – использование вертикальной тяги двигателей. При большой тяговооруженности самолета можно, управляя вектором тяги, взлетать и садиться вертикально. Работы в этом направлении привели в конечном итоге к созданию двух строевых самолетов' вертикального взлета и посадки – российского Як-38 и английского «Харриер». Но это дозвуковые машины. Для сверхзвуковых аппаратов подобный путь улучшения базирования в 1960-х годах оказался неприемлем – большие размеры силовой установки с поворотными соплами давали чрезмерное лобовое сопротивление, вертикальный взлет и посадка «съедали» львиную часть топлива. Задача создания сверхзвукового СВВП была решена лишь спустя четверть века – сделали это в нашей стране (Як-141). В начале же 1960-х годов были предприняты попытки применить малоразмерные дополнительные подъемные двигатели и создать сверхзвуковой самолет не вертикального, а короткого взлета и посадки. Однако и эти усилия не имели успеха, поскольку «подъемники» не улучшали маневренные характеристики самолета, а его весовую отдачу значительно ухудшали. В результате конструкторы стали на второй путь – использование крыла изменяемой стреловидности. С таким крылом в 1960-х годах были созданы два фронтовых бомбардировщика – американский F-111 и российский Су-24, программы которых начинались с изучения машин с подъемными двигателями.
Начало истории F-111 относится к 27 марта 1958 г., когда ВВС СП1А выпустили требования (GOR 169 – General Operational Requirements) к всепогодному истребителю вертикального/короткого взлета и посадки с максимальной скоростью, более чем в два раза превышавшей скорость звука (система оружия WS 649С). Выяснив после годичных исследований, что задача создания сверхзвукового СВВП явно не соответствовала существовавшему уровню техники, американские ВВС отменили нереальное задание, а еще через год сформулировали другие ТТТ. В предварительном виде (SDR 17-System Development Requirement, система оружия WS 324А) они были выпущены 5 февраля 1960 г., в детальном (SOR 183 – Specific Operational Requirements) – 14 июля 1960 г. Это техническое задание отличалось отказом от вертикального взлета и посадки, вместо которых требовались укороченный взлет и посадка с длиной разбега и пробега менее 915 м на грунтовых ВПП. Включено было также новое и весьма сложное требование – радиус действия около 1300 км на малых высотах, включая сверхзвуковой бросок (М=1,2) протяженностью 640 км на предельно малой высоте. Маловысотный полет должен был обеспечить радиолокационную маскировку самолета и успешный прорыв ПВО. Родилось это требование из успехов российских конструкторов-ракетчиков, создавших высотный зенитный ракетный комплекс С-75, эффективность которого была подтверждена сбитнем разведчика U-2 под Свердловском 1 мая 1960 г. – за два месяца до выпуска американцами детальных ТТТ к будущему F-111.
В число других требований к новому всепогодному двухместному самолету входили максимальное число М=2,5, высота полета более 18300 м, перегоночная дальность 6120 км без дозаправки топливом в полете и боевая нагрузка 7,3-14,1 т. Самолет предназначался для атак наземных целей с применением обычного и ядерного оружия. Он был назван «истребителем» и должен был обладать также способностью завоевания превосходства в воздухе, но фактически представлял собой истребитель-бомбардировщик, предназначенный прежде всего для изоляции района боевых действий и замены в этой роли самолетов Рипаблик F-105 с середины 1960-х годов. В декабре 1960 г. будущий самолет получил название TFX (Tactical Fighter Experimental – экспериментальный тактический истребитель).
Противоречивые требования к самолету могли быть удовлетворены только применением крыла изменяемой стреловидности (КИС). В полностью развернутом положении КИС уменьшает скорости взлета и посадки и сокращает длину разбега и пробега. При максимальном угле стреловидности позволяет совершить скоростной бросок у земли или развить максимальную скорость на большой высоте. В промежуточных положениях КИС обеспечивает быстрый разгон, большую дальность полета по маршруту и длительное барражирование в зоне. Таким образом обеспечивается многорежимность самолета.
В технике нередко бывает, когда изобретение не сразу находит себе применение и годами ждет своего часа. В полной мере это относится к крылу изменяемой стреловидности. Зародилось оно в прошлом веке, когда еще не было самого понятия стреловидности и речь шла о повороте крыла в своей плоскости. Идея такого поворота была выдвинута в поисках наилучших средств управления самолетом и приоритет здесь, по-видимому, принадлежит французу Ф.д'Эстерно. В самом начале нашего века другой французский изобретатель Дюфур предложил использовать поворотное в своей плоскости крыло для повышения максимальной скорости полета – аэродинамическое сопротивление самолета в полете предполагалось снизить благодаря уменьшению угла установки крыла и кривизны профиля при отклонении консолей крыла назад. Но прошло много лет, прежде чем в 1935 г. немецкий ученый А.Буземан впервые указал на преимущества стреловидности крыла при сверхзвуковых скоростях полета, а немецкий конструктор А.Липпиш предложил поворачивать крыло в своей плоскости с целью изменения в ходе полета именно стреловидности – для увеличения максимальной скорости полета при сохранении хороших взлетно- -посад очных характеристик.
