пять задающих генераторов, а также несколько приемников (размещены в обтекателе на киле), подсистема обработки данных и подсистема индикации. Система AN/ALQ-99E обеспечивает обнаружение и определение источников электромагнитного излучения, автоматизированную постановку помех в широком диапазоне частот с излучением мощностью до 1 МВт по избранному направлению или всенаправленно. Для самообороны на самолете EF-111A установлены система постановки помех AN/ALQ-137(V)4, приемники предупреждения об электромагнитном облучении AN/ALR-23 и AN/ALR-62(V)4, система разброса ИК ловушек и дипольных отражателей AN/ALE-28. Наличие комплекса самообороны позволяет в ряде случае обходиться без включения основной системы РЭБ. Для питания возросшего количества электрооборудования мощность генераторов на EF-ША увеличена на треть (на F-ША устанавливалось два электрогенератора мощностью по 60 кВА, на EF-111A – два по 90 кВА).
В рекламных заявлениях фирмы Грумман, разработчика EF-111A, утверждалось, что пять самолетов способны подавить все работающие РЛС стран Варшавского договора в полосе от Балтики до Адриатики. Реклама есть реклама, но эффективность действий EF-111А оказалось действительно очень высокой.
Решение о принятии на вооружение ВВС США самолетов РЭБ EF-111А «Рэйвн» было принято в 1979 г. В модификацию EF-111 А, помимо двух прототипов, было переоборудовано еще 42 истребителя- бомбардировщика F- 111А. На вооружение самолеты начали поступать в ноябре 1981 г. Самолеты поступили на вооружение 366-го тактического истребительного авиационного крыла. Крыло базировалось на аэродроме Хоум, шт. Айдахо, однако значительный период времени экипажи EF-ША проводили в командировках за пределами Штатов. В Великобритании с июля 1983 г. на постоянной основе базировалась 42-я эскадрилья РЭБ – двенадцать самолетов EF- 111А.
В начале 90-х годов все EF-111A были собраны в 429-ю эскадрилью РЭБ, которая базировалась в Кэнноне. Самолеты подразделения перебрасывались в другие районы планеты чаще, чем в любой другой эскадрилье ВВС США. Так в 1994 г. экипажи в среднем провели за пределами США 155 дней, что вызвало недовольство личного состава. В 1995 г. количество «командировочных» дней удалось понизить до 132, в то время как для остальных частей USAF допустимый максимум приходился на 120 дней (речь идет о «командировках» за пределы США, а не о постоянном базировании за пределами Штатов).
Самолет РЭБ EF-111 А, как и все другие F-111, планировалось снять с вооружения до 30 сентября 1996 г., однако операция по спасению сбитого над Боснией пилота F-16 Скотта ОТрейди заставила командование ВВС пересмотреть планы. Ее успешное проведение стало возможно лишь благодаря подавлению сербских РЛС постановщиком помех EF-111A. Согласно новой программе двенадцать машин оставались в боевом строю до конца 1998 г. Последний самолет EF-ША из состава 429-й эскадрильи РЭБ перелетел из Кэннона в Дэвис-Монтан 2 мая 1 998 г.
Последний раз за свою боевую карьеру «Рэйвены» использовались в феврале 1998 г. в ходе операции «Десерт Тандер» – массированных налетах авиации ВВС и ВМС США на военно-промышленные объекты Ирака. Действия ударных самолетов обеспечивали четыре EF-111A, работавших с саудовской авиабазы Эль-Харджи. В начале апреля шесть развернутых в Саудовской Аравии «Рэйвнов» перелетели в Кэннон, а их место заняли самолеты ЕА-6В, которые пилотировали как экипажи авиации ВМС США, так и USAF.
Специалисты NASA с самого начала проектирования самолета тесно сотрудничали с инженерами фирмы Дженерал Дайнемикс. Сотрудничество при разработке получило продолжение – F-111 стал «испытательной птицей» (Test bird) в двух исследовательских программах NASA.
В 1973-1976 г.г. исследовательские полеты выполнял один F-111, модернизированый в рамках программы TACT (Transonic Aircraft Technology). Программа TACT имела прикладное значение, помимо NASA в ней напрямую принимали участие ВВС. Целью программы являлась экспериментальная проверка результатов продувок в аэродинамических трубах крыла со сверхкритическим профилем. Продувки показывали, что такое крыло способно улучшить маневренность самолета на околозвуковых скоростях без ухудшения характеристик управляемости – летчик ударного самолета получал возможность энергично маневрировать на высокой скорости при прорыве ПВО противника.
Летающая лаборатория F-111 была оснащена доработанными подвижными частями крыла. Плоскости крыла имели сверхкритический профиль, меньший размах и увеличенную хорду. Кроме того, вместо двухщелевых закрылков, как на «обычном» F-111, на летающей лаборатории использовались однощелевые. Крыло спроектировали и изготовили на фирме Дженерал Дайнемикс. Так как площадь сверхкритического крыла была на 20% больше площади штатного крыла F-111, пришлось делать кессон увеличенных размеров.
Первый полет F-111 со сверхкритическим крылом выполнил в ноябре 1973 г.
Другой важной темой летных экспериментов с участием летающей лаборатории на базе F-111 стали исследования адаптивного крыла – программа AFTI/F-111. Адаптивное крыло – вещь крайне заманчивая, но пока реально на серийном самолете недостижимая. Профиль адаптивного крыла изменяет кривизну, не нарушая гладкости обшивки, в зависимости от скорости полета и угла атаки. F-111 в качестве летающей лаборатории программы AFTI выбрали из-за наличия крыла изменяемой стреловидности, обеспечивающего более широкий диапазон изучаемых режимов полета. Исходным для адаптивного крыла стало сверхкритическое крыло, разработанное по программе TACT. Однако конкурс на создание адаптивного крыла выиграла фирма Боинг. Плоскость адаптивного крыла получило односегментный носок и трехсегментную заднюю поверхность (вместо щитков). Законцовка плоскости крыла также делилась на подвижные (носок и задняя поверхность) и неподвижную части. Традиционная механизация крыла – закрылки, предкрылки, интерцепторы – отсутствовала. В полостях отклоняемых частей крыла использованы стекло- пластиковые уплотнители с тефлоновым покрытием. Гладкая обшивка крыла выполнена из стеклопластика. Корневые задние секции плоскостей крыла отклоняются только симметрично, средние и внешние – могут выполнять функцию элеронов. Угол отклонения носков крыла – от 1 град, вверх до 20 град вниз, задних секций – от 1 град, вверх до 1 8 град. вниз. Изменение кривизны профиля зависело от числа М, угла стреловидности крыла, высоты полета и потребной подъемной силы. Управление кривизной профиля осуществлялось гидроприводами автономно от системы управления полетом посредством отдельной системы управления. В систему управления кривизной профиля было заложено четыре режима:
– крейсерский, автоматическое поддерживание оптимального профиля крыла при конкретных условиях крейсерского полета;
– маневренный, режим, обеспечивающий максимальное аэродинамическое качество для данных условий полета;
– снижение нагрузки на крыло, режим, обеспечивающий уменьшение изгибающего момента на плоскости крыла при выполнении маневра;
– улучшения управляемости, режим, обеспечивающий улучшение управляемости самолета по тангажу.
Адаптивное крыло было установлено на летающую лабораторию F-1 1 1 летом 1983 г., летные испытания самолета начались лишь 1 8 октября 1 985 г. Задержку вызвали проблемы с отладкой программного обеспечения системы управления изменением кривизны профиля. Первый этап летных испытаний завершился в мае 1986 г. На этом этапе управление кривизной профиля осуществлялось только
