Защита кабины от наземного огня включает пуленепробиваемое лобовое стекло и броневую капсулу из титана, которая защищает от попадания 23-мм снарядов. Живучесть самолета повышена также за счет установки бронезащиты систем управления и топливопроводов к двигателям, самозатягивающихся топливных баков. Кроме того, система управления имеет двойное резервирование и дополнительное ручное управление. Самолет оснащен радионавигационной системой TACAN, ИНС, системой посадки по приборам, ИЛС, прицельной системой, взаимодействующей с лазерной системой обнаружения и сопровождения целей «Пейв Пенни» в подфюзеляжном контейнере, активными и пассивными средствами РЭБ, возможна установка системы предупреждения о близости земли.

А-10А вооружен встроенной семиствольной пушкой GAU-8/A (калибр 30 мм, боекомплект 1174 бронебойных снарядов, скорострельность 2100–4200 выстр./мин) и может нести на 11 узлах подвески до 7260 кг различного вооружения: бомбы различных типов, шесть УР AGM-65 «Мейверик», два подвесных пулеметных контейнера SUU-23 или контейнеры с аппаратурой РЭБ.

С января 1979 г. А-10А стали развертываться в Великобритании, а еще через три года они были размещены в Южной Корее. В 1982 г. более 600 штурмовиков были поставлены в Национальную гвардию и Резерв армии США.

Экипаж, чел 1

Скорость, км/ч:

максимальная на высоте до 3 км 706

крейсерская 555

Практический потолок, м 10 575

Дальность, км:

перегоночная 3950

действия 460–1000 Масса, кг:

максимальная взлетная 22 680

пустого самолета 11 320

Максимальная боевая нагрузка, кг 7260

Длина разбега (при нормальной взлетной массе), м 1220

Длина пробега (при нормальной посадочной массе), м 600

Габариты самолета, м

размах крыла 17,35

длина 16,26

высота 4.47

Двигатель ТРДД TF34-GE-100, кгс 2 по 4112.

Предназначен для нанесения ядерных ударов, нарушения коммуникаций противника на театре военных действий, непосредственной авиационной поддержки, подавления систем ПВО противника и авиационной поддержки действий ВМС.

24 ноября 1962 г. с компанией «Дженерал Дайнемикс» был заключен контракт на создание 23 самолетов, из которых 18 должны были стать основными тактическими самолетами F-111A ВВС США и 5 самолетов F-111B, разработанных главным образом компанией «Грумман», предназначались ВМС США.

Вариант F-111В при разработке постоянно не вписывался в программу отработки полетов из-за превышения требований по полетному весу (31 300 кг у первого опытного самолета и 34 020 кг у первого серийного вместо требуемых 25 000 кг), так как предназначался для применения с авианосцев. В результате после постройки первых двух серийных самолетов проект в июне 1968 г. был свернут.

Самолет F-111A, на базе которого основывались все последующие модели, также имел трудности на первых этапах испытаний после своего первого полета 21 декабря 1964 г., но в конце концов был доведен до предъявляемых требований и в октябре 1967 г. начались поставки 141 серийного экземпляра.

Уже через пять месяцев после начала серийного выпуска 15 марта 1968 г. для проверки боевых возможностей самолета в боевых условиях шесть F-111А были отправлены во Вьетнам. В течение месяца, совершив 55 боевых вылетов, группа потеряла половину машин, и полеты были запрещены для проведения дальнейших доработок. Следующее боевое испытание самолеты прошли в течение семи месяцев 1972–1973 гг. Из сорока восьми F-111A, принимавших участие в боевых действиях и совершивших 4000 боевых вылетов, было потеряно всего семь машин. Считается, что в ходе боевых действий была подтверждена концепция использования самолета F-111А для прорыва системы ПВО противника на малой высоте ночью и при плохих метеорологических условиях.

F-111А представляет собой самолет с высокорасположенным крылом изменяемой стреловидности и двумя двигателями, находящимися в хвостовой части фюзеляжа. Крыло относительно толстое, с большим коэффициентом подъемной силы в полностью развернутом положении, что обеспечивает небольшую длину разбега и пробега и возможность длительного патрулирования. Оперение самолета имеет большую площадь стабилизатора, чтобы компенсировать смещение центра масс самолета, вызванное отнесением назад воздухозаборников и двигателей. Шасси рассчитано на эксплуатацию самолета с грунтовых дорожек. Носовая стойка шасси со сдвоенными колесами расположена под отделяемой кабиной экипажа из двух человек.

Система управления, разработанная для самолета F-111, необратимая бустерная, с гидравлическими приводами, включает самонастраивающуюся систему повышения устойчивости и усиления команд. В электронных системах самолета F-111 используется БРЭО: аналоговая прицельно-навигационная система Мк.1 с инерциальной подсистемой AJQ-20A; РЛС AN/APQ-113, служащая для навигации и управления огнем и имеющая оптический прицел ASQ-23, РЛС следования рельефу местности AN/APQ-110; коллиматорный индикатор. В режиме автоматического следования рельефу при полете на малых высотах (60 м и более) сигналы о дальности до препятствий на пути полета самолета, полученные от бортовой РЛС, подаются на автопилот, который управляет самолетом по тангажу и крену без участия летчика.