Список статей

Анатолий АРТЕМЬЕВ

Взлетающий с корабля

Самолет Як-36М — одноместный легкий штурмовик вертикального взлета и посадки с комбинированной силовой установкой, состоящей из трех двигателей — двух подъемных (ПД) и одного подъемно-маршевого (ПМД). Среднеплан нормальной аэродинамической схемы с трапециевидным крылом и стреловидным хвостовым оперением.

Крыло самолета неразъемное. Концы его для удобства размещения в корабельном ангаре складываются с помощью гидроприводов. Управление складыванием — из кабины пилота. Высота самолета в «ангарной» конфигурации составляет 4,4 м. Площадь крыла — 18,69 м², угол поперечного V — 10°, угол установки 0°. Профиль крыла в корне — П-53, на конце — С-12с.

Если поверхности управления — рули и элероны — обеспечивают устойчивость и управляемость самолета в обычном полете, то на вертикальных и переходных режимах для этого предназначается система реактивного управления. В нее входят трубопроводы, заслонки, носовой, хвостовой и крыльевые струйные рули. Воздух для системы реактивного управления (до 40 кг/с) отбирается от компрессора ПМД.

Шасси самолета трехопорное с носовым колесом. Основные колеса КТ 61/3 (660×200 мм) снабжены тормозами. Носовое колесо К-298 (600×150 мм). Ресурс пневматиков на основных стойках при взлетах и посадках по-самолетному составляет 8…10 взлет-посадок. Колея шасси на первых машинах составляла 2,2 м, что оказалось недостаточным при корабельном базировании. Поэтому впоследствии она была увеличена до 2,75 м. Предусмотрен тормозной парашют площадью 13 м².

Двигатели размещаются в двух отсеках фюзеляжа: в переднем — ПД, в заднем — ПМД. Изменение направления вектора тяги обеспечивается поворотными насадками на соплах.

Подъемно-маршевый турбореактивный двигатель — Р27В-300 — используется на всех режимах полета. Эта силовая установка конструкции КБ С. К. Туманского имеет одиннадцатиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания и двухступенчатую турбину. Сопло двигателя снабжено двумя поворотными насадками, которые приводятся в движение гидромоторами. Воздухозаборники ПМД однорежимные, расположены по бокам фюзеляжа за кабиной пилота. Система запуска двигателя электрическая.

Подъемные двигатели КБ П. А. Колесова — РД36-35ФВ — используются только на вертикальных и переходных режимах полета. Расположены они тандем за кабиной пилота. Продольные оси двигателей наклонены вперед на 10° от вертикали. Причем сопло переднего ПД развернуто назад на 15°, а сопло заднего — на 15° вперед, против полета. РД36-35ФВ имеет шестиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания, одноступенчатую турбину и нерегулируемое реактивное сопло. Взлетная тяга каждого ПД составляет 2900 кг, ресурс — 670 циклов, масса — 199 кг. Воздухозаборник ПД расположен в верхней части фюзеляжа и при неработающих двигателях закрывается створкой. Имеются также две створки для выхода газов в нижней части фюзеляжа.

Открытие створок отсека и запуск ПД производится рычагом «стоп-запуск» в кабине летчика. Для раскрутки двигателей при запуске используется воздух, поступающий от компрессора ПМД в случае, если его поворотные насадки расположены горизонтально. ПД выходят на режим малого газа, а после того, как реактивное сопло ПМД устанавливается в соответствии с режимом работы ПМД и положением ручки управления самолетом, управление всеми двигателями производится одним РУД ПМД с автоматическим управлением тягой двигателей при отклонении органов управления по тангажу, дополняя систему реактивного управления на вертикальных и переходных режимах полета.

Система управления тягой двигателей на самолете Як-36М имеет особенности — в процессе разгона (при вертикальном взлете) перекладка поворотных насадок ПМД производится ступенями с фиксацией на 25° и 45° от вертикали с электрической блокировкой. Разблокировка насадок для их перекладки производится летчиком с помощью переключателя в кабине по мере разгона самолета. При перекладке насадок сопла ПМД тяга ПД с целью сохранения продольной балансировки поддерживается автоматически.

Управление самолетом на вертикальных и переходных режимах осуществляется струйными рулями и вариацией тяги двигателей. Эти задачи решаются дублированной системой автоматического управления САУ-36.

В каналах управления самолетом по тангажу и крену установлены рулевые агрегаты и необратимые гидроусилители. Управление рулем направления безбустерное.

На самолете две гидравлические системы — основная бустерная и система силовых цилиндров. Последняя одновременно является дублирующей для основной. В качестве рабочей жидкости в первой системе используется масло АМГ-10, а во второй — керосин от топливной системы ПМД. При полном отказе гидросистем возможен полет в безбустерном режиме.

Топливо (Т-1, ТС-1, Т-2, РТ) — 2750 кг — размещается в двух фюзеляжных баках-отсеках и вырабатывается в автоматическом или ручном режимах. Для питания ПМД на вертикальных режимах, связанных с отрицательными перегрузками, используются два топливных аккумулятора. Заправка самолета топливом — закрытая под давлением. На самолетах Як-38М предусмотрена подвеска под крылом двух сбрасываемых топливных баков емкостью по 400 кг.

Кабина летчика обеспечена необходимыми средствами жизнеобеспечения, в том числе и специально приспособленным для самолета Як-36М комплексом средств аварийного покидания. Он включает катапультную установку, электрическую систему автоматического катапультирования СК-ЭМ, систему отделения откидной части фонаря и механизм сброса левой руки летчика с РУД. На первых десяти машинах устанавливались катапультные кресла КЯ-1М, затем стали ставить унифицированные кресла К-36В.

Система СК-ЭМ используется только на вертикальных и переходных режимах. Она обрабатывает информацию об углах и угловой скорости тангажа и крена самолета, поступающую от различных датчиков и в случае достижения определенных критических параметров выдает электрический сигнал на автоматическое катапультирование. Система отключается, если угол сопел ПМД превышает 67° (от вертикали).

Система спасения на самолете имеет некоторые присущие только Як-36М особенности. Так при обычных условиях для срабатывания катапульты необходимо, чтобы верхняя створка ПД была закрыта. Только в этом случае фонарь будет сброшен. В остальных случаях катапультирование производится непосредственно через остекление фонаря толщиной 8 мм.

К средствам спасения относится также парашют с индивидуальным прибором спасения, объединенный разъем коммуникаций, высотный морской спасательный костюм (ВМСК-4), обеспечивающий спасение на воде и возможность аварийного покидания самолета, погружающегося в воду.

В общем виде последовательность покидания самолета в автоматическом режиме выглядит так: сигнал от СК-ЭМ поступает на включение первой ступени стреляющего устройства, механизм притяга и фиксации летчика в кресле, опускания светофильтра на защитном шлеме летчика, «переброса» сопла порохового реактивного двигателя. Для разрушения остекления фонаря в аварийной ситуации, не связанной с катапультированием, используется система аварийного отстрела заголовника.

Пилотажно-навигационное, радио- и радиоэлектронное оборудование обеспечивает решение боевых задач в условиях корабельного базирования. С самого начала проектирования прорабатывалось оборудование двух этапов: первого — на базе существующих образцов, и второго — перспективного. К началу летных испытаний Як-36М оборудование второго этапа еще не появилось. Испытания серийных Як-38 подтвердили жесткие ограничения взлетной массы в зависимости от температуры воздуха. Увеличить боевую нагрузку можно было только за счет топлива, то есть сокращая радиус действия. Поэтому на Як-38 пришлось оставить комплекс оборудования первого этапа — новое было значительно тяжелее.

На самолете установлена система автоматической регистрации параметров полета (САРПП) «Тестер». На магнитную пленку записываются параметры работы двигателей и систем, параметры полета самолета на всех режимах. Первоначально САРПП устанавливалась внутри фюзеляжа, как и на обычных самолетах. Однако при падении самолета в воду не всегда удавалось достать этот «черный ящик» и конструкторы перенесли «Тестер» за сопло хвостового струйного руля. В случае столкновения самолета с землей или с поверхностью воды он отстреливался и сохранял плавучесть. Радиомаяк помогал быстро найти его.

Вначале предполагалось вооружить самолет встроенной пушкой, но это сделано не было, и все вооружение размещается снаружи на четырех пилонах под нескладывающейся частью крыла. Вариантами подвесок, в зависимости от решаемой боевой задачи, предусматривалось применение бомб (общей массой до 600 кг), двух ракет класса «воздух-воздух» ближнего боя Р-60, двух УР класса «воздух-поверхность» Х-23, двух или четырех блоков НАР различного калибра и двух пушечных контейнеров УПК-23-250 (разработаны в ОКБ А. С. Яковлева) с боекомплектом по 250 патронов на каждую пушку ГШ-23Л.

Для прицеливания при использовании артиллерийского и ракетного вооружения, бомбометания с горизонтального полета и с пикирования применялся прицел ДСП ПФД-21. Для управления ракетами Х-23 использовалась аппаратура «Дельта-НГ», установленная в контейнере на левом балочном держателе. Х-23 имела радиокомандную систему наведения (трехточечным методом) и после пуска летчик должен был удерживать ракету на линии визирования по трассеру в хвостовой части. Управляющие команды передавались с помощью кнюппеля (специальной кнопки), установленного на ручке управления самолетом. Пуски могли выполняться в широком диапазоне высот и скоростей полета на дальностях до 8 км.

Практическое использование системы Х-23 показало, что она крайне несовершенна и практически непригодна для использования в боевой обстановке. Оказалось, что для успешного применения ракеты даже в условиях полигона летчик должен выполнить 1000…1200 условных пусков на специальном тренажере.

Три самолета Як-36М поступили на государственные испытания 15 сентября 1971 г. С перерывами (из-за дефектов и отказов) первый этап (этап «А») продлился до октября 1973 г. Этап «Б» проходил с начала 1974 г. до 10 сентября того же года. На этом этапе оценивалась и проверялась надежность запуска ПМД в диапазоне высот до 6500 м и скоростей 390…650 км/ч. Полученные результаты свидетельствовали, что запуск надежен, а время выхода двигателя с оборотов авторотации до оборотов малого газа составляло 19…25 с. ПД также вели себя нормально. На их запуск требовалось 7…14 с. Случаев незапуска отмечено не было. Позднее, опыт эксплуатации самолета в частях показал, что незапуск двигателей не столь уж редкое событие.

В Акте по результатам испытаний (утвержден Главкомами ВВС и.ВМФ в декабре 1974 г.) отметили, что обзор передней полусферы, особенно, если угол тангажа самолета превышает 6°, затруднен из-за стрелкового прицела, зеркало заднего вида, предназначенное для наблюдения за задней полусферой, позволяет контролировать только открытие створок подъемных двигателей.

Конструктивные особенности силовой установки привели к тому, что операции по подготовке и опробованию двигателей оказались весьма трудоемкими и сложными. Необходимо было отбуксировать самолет на специальную гоночную площадку, поднять его подъемниками, установить распорки амортизаторов шасси, снять самолет с подъемников и пришвартовать к узлам гоночной площадки. Завершив гонку двигателей, следовало охладить поверхность площадки водой и выполнить перечисленные выше операции в обратной последовательности. Непосредственно после гонки (в течение 10 минут) работы выполнять можно было только с использованием специальных средств защиты, поскольку пары синтетического масла, используемого в двигателях (36/1 КУА) токсичны.

К сожалению, Як-36М был принят с большим количеством недостатков. Перечень дефектов и отказов, подлежащих устранению до поступления самолета в части, составлял 22 пункта, а перечень дефектов, которые должны были быть устранены в сроки, согласованные между ВВС и МАП, содержал 274 пункта.

В результате государственных испытаний самолета Як-36М получили следующие данные:

Максимальная скорость на высоте 200 м, км/ч

1200

Практическая дальность полета на высоте 200 м

 

    без подвесок, км

530

    с двумя УР Х-23, км

430

Посадочная скорость, км/ч

310…320

Скорость отрыва, км/ч

350

Максимальная взлетная масса самолета, кг

10300

Взлет и посадка по-самолетному производился с закрылками, отклоненными на 45°.

Для летной эксплуатации самолета было установлено несколько ограничений:

Угол пикирования и кабрирования

до 45°

Перегрузка на выходе из вертикальных фигур

до 4 ед

Минимальная эволютивная скорость

 

     без подвесок, км/ч

не менее 450

     с подвесками, км/ч

не менее 500

Летные испытания показали, что по ряду характеристик заданные значения достигнуты не были. Доработки и дополнительные испытания продолжались почти два года, и 6 октября 1976 г. самолет Як-36М был прият на вооружение под обозначением Як-38.

Доработки и усовершенствования начали сопровождать машину уже в частях. Была увеличена колея шасси, повышена тяга двигателей, установлена кислородная подпитка силовой установки для повышения надежности запуска в условиях высоких температур, доработана бортовая аппаратура ближней навигации, установлены ребра в верхней части фюзеляжа. Стал все более очевиден основной недостаток самолета — значительные затраты времени и топлива (20…25 %) на вертикальный взлет и посадку.

За четырнадцать лет эксплуатации (1974…1988 гг.) суммарный налет составил 29 425 ч. За этот период произошло 37 летных происшествий: 8 катастроф, 21 авария и 8 поломок, что свидетельствует о недостаточной надежности самолета. С течением времени интерес к СВВП снизился из-за малых тактических возможностей. В июле 1991 г. был выполнен последний полет на самолете Як-38. Их вывели в резерв и стали постепенно резать.

Список статей