Список статей

Концепция и история создания самолета Су-25

1. Концепция, заложенная в штурмовике Су-25

Январь 1993 г. — юбилейная страница в творческой деятельности коллектива ОКБ имени П. О. Сухого — исполнилось 25 лет с начала разработки штурмовика Су-25.

Четверть века назад Генеральным конструктором П. О. Сухим была одобрена идея создания легкого самолета-штурмовика (ЛСШ) и дано указание на проведение работ по формированию облика самолета — прообраза ныне всемирно известного штурмовика Су-25 и его многочисленных модификаций. Идея создания специализированного штурмовика, предназначенного для непосредственной авиационной поддержки сухопутных войск на поле боя, сформировалась на основе всестороннего анализа:

Анализ убедительно свидетельствовал о необходимости проведения работ по созданию специализированного штурмовика.

Широко применявшиеся в ходе длительной войны во Вьетнаме по выполнению штурмовых задач дозвуковые штурмовики: А-1, А-4, А-6, А-37, OV-10A, многоцелевые сверхзвуковые самолеты: F-4, F-105 различных модификаций несли значительный урон из-за потерь боевой техники и летного состава прежде всего вследствие их недостаточной защищенности, а также других качеств, которые у того или иного самолета не подходили для выполнения штурмовых операций (плохие характеристики полета у земли, малая величина расчетной перегрузки, большая скорость полета, невозможность базирования на грунтовых аэродромах и т.д.).

С целью повышения боевой живучести (БЖ) применявшихся самолетов командованием США были предприняты экстренные меры по их модернизации непосредственно в строю.

Доработки в части повышения БЖ были выполнены более чем на 10-ти типах летательных аппаратов (ЛА). Однако доработки в полевых условиях и модификация существовавших ЛА показали низкую действенность предпринятых мер из-за существенного ухудшения летно-технических характеристик.

Наиболее удачной следует считать доработку под условия «партизанской войны» во Вьетнаме учебного самолета «Цессна» А-37, созданного еще в 50-е годы. Кабину частично бронировали и покрыли изнутри стегаными синтетическими матами; установили в крыле мягкие протестированные баки, заполненные пенополиуретаном; оснастили несложным прицельным комплексом и поставили подвески вооружения под крылом; чтобы предотвратить попадание посторонних предметов в расположенные близко от земли воздухозаборники, их закрыли сетками, которые убирались в полете по сигналу уборки шасси.

Небольшое подразделение этих маленьких и маневренных самолетов выполнило несколько тысяч боевых вылетов, не потеряв ни одного самолета. Отечественная авиация, так же как и зарубежная, не имела специализированного самолета-штурмовика.

В ВВС СССР выполнение задач по огневой поддержке сухопутных войск на поле боя возлагалось на многоцелевые сверхзвуковые самолеты: Су-7Б, Су-17, МиГ-21.

Однако использование указанных самолетов для выполнения штурмовых операций оказывалось недостаточно эффективным. На большинстве этих самолетов практически отсутствовало бронирование кабины экипажа и других жизненно важных агрегатов. Высокий уровень рабочих скоростей затруднял поиск, обнаружение, распознавание и сопровождение целей, часто приводил к потере визуального контакта с целью при повторном заходе на нее, ограничивал время выполнения стрельбы и бомбометания. Возможность эксплуатации с грунтовых, элементарно подготовленных аэродромов, была практически исключена.

Применение вертолетов для огневой поддержки наземных войск в условиях сильного противодействия ПВО также в большинстве случаев оказывалось малоэффективным из-за их сильной уязвимости, малых дальностей и низких скоростей полета, слабого вооружения.

Все это подтвердили проведенные осенью 1967 года Министерством обороны СССР крупномасштабные маневры «Днепр» в Белоруссии, когда самолеты Су-7Б и МиГ-21 показали себя хуже, чем околозвуковые МиГ-17 при выполнении задачи поддержки сухопутных войск. Причем МиГ-17 эффективнее других машин выходил на цель, успевал распознать ее и уничтожить с первого захода. Этот факт заставил задуматься наших генералов.

2. Начало создания самолета Су-25. Разработка проспекта

Решение по эффективной авиационной поддержке СВ с учетом критерия «стоимость-эффективность» просматривалось в создании специализированного штурмовика, лишенного перечисленных недостатков.

Нужен был Ил-2 в современном исполнении. Эта, казалось бы, очень простая мысль трудно пробивала себе дорогу в умах военных и работников авиапромышленности, привыкших к прописной истине, что каждый новый самолет должен летать быстрее, выше и дальше своего предшественника. И только несколько человек на свой страх и риск решили начать практическую работу по созданию концепции и предварительного проекта такого самолета. Энтузиастами этой идеи были Олег Сергеевич Самойлович — ведущий конструктор бригады общих видов ОКБ П. О. Сухого, Дмитрий Николаевич Горбачев — ведущий инженер отдела эффективности боевого применения того же ОКБ и Иван Васильевич Савченко — полковник, старший преподаватель кафедры тактики Военно-Воздушной академии им. Ю. А. Гагарина.

В начале 1968 года они во время нескольких встреч сформировали первые наброски требований к этому необычному по тем временам самолету.

В середине марта 1968 года можно было начать первую проработку аэродинамической схемы и компоновки самолета. По предложению О. С. Самойловича за эту работу взялся другой ведущий конструктор бригады общих видов — Юрий Викторович Ивашечкин.

Согласно разработанной концепции, специализированный самолет поля боя предназначался в основном для уничтожения групповых и одиночных малоразмерных подвижных и неподвижных объектов при визуальной видимости на линии боевого соприкосновения (ЛБС), т. е. на поле боя и на глубине до 50 км за линией фронта.

В качестве дополнительной задачи на него возлагалось поражение вертолетов, самолетов военно-транспортной и армейской авиации противника в воздухе на малых и средних высотах. Для обеспечения наиболее высокой эффективности при решении боевых задач самолет должен был быть дешевым, простым в производстве и эксплуатации с высокой степенью живучести и надежности.

Он должен был органично взаимодействовать с другими самолетами фронтовой авиации (ФА), располагавшими большими возможностями по подавлению ПВО противника, принимая на себя удары неподавленной ПВО в зоне переднего края.

Все это вылилось в следующие требования:

По замыслу разработчиков, СПБ должен был быть небольшим по размерам, низковысотным высокоманевренным самолетом с хорошим обзором из кабины, оснащенным двумя высоконадежными двигателями.

При выполнении конструкторских проработок был рассмотрен ряд вариантов аэродинамических компоновок самолета и его силовой установки, и (были рассмотрены варианты компоновок самолетов OV-10A «Бронко», СААБ-105 и А-4 «Скайхок») в итоге была выбрана схема одноместного двухдвигательного моноплана нормальной схемы с высоко расположенным крылом малой стреловидности и большого удлинения, переставным трехпозиционным стабилизатором малой стреловидности, килем большой стреловидности, боковыми нерегулируемыми воздухозаборниками, трехопорным шасси, обеспечивающим эксплуатацию с грунтовых аэродромов.

Проект самолета СПБ представлял собой восьмитонную машину с боевой нагрузкой 1,5 тонны (нормальная) и 2,5 тонны (максимальная), на нем предполагалось использовать двигатель АИ-25Т КБ А. Г. Ивченко с максимальной тягой 1 750 кгс. Самолет был рассчитан на дозвуковую скорость полета. Двигатели размещались в индивидуальных гондолах по бокам фюзеляжа, выполнявшего роль экрана и противопожарной перегородки. Разнесение двигателей по бортам фюзеляжа исключало вероятность их одновременного поражения. Оптимальный выбор параметров и режимов работы самолета и силовой установки предусматривал применение безфорсажных турбореактивных двухконтурных двигателей, экономичных при полете на дальность, обеспечивавших требуемые взлетно-посадочные характеристики.

Дозвуковой диапазон полетных скоростей позволял применять дозвуковые нерегулируемые воздухозаборники с высокими значениями коэффициентов восстановления давления во всем диапазоне полетных скоростей, а также нерегулируемые сопла.

Автономные расходные топливные баки имели форму вытянутого по вертикали столба для уменьшения площади поражаемой поверхности. Система управления самолета была безбустерной, механической, с тягами повышенной живучести и дублированием управления руля высоты. Гидравлическая система, в силу ее пожароопасности, на самолете отсутствовала. Управление механизацией крыла, уборкой и выпуском шасси выполнялось с помощью дублированной пневмосистемы. Системы пожаротушения и электроснабжения также предусматривались дублированными, с разнесением проводки по бортам и использованием аварийных источников питания. Троса системы управления двигателями также разносились по бортам.

Предусматривалось разнесение по разным отсекам блоков оборудования, частично дублировавших друг друга по выполняемым функциям. Элементы композиционной брони, набранной из листов стальных и алюминиевых сплавов, разделенных слоем губчатой резины, использовавшиеся в конструкции кабины, расходных топливных баков и капотов двигателей, органически включались в конструкцию планера самолета. Агрегаты планера проектировались безопасно-разрушаемыми с использованием панельных конструкций без ярко выраженных силовых элементов.

Заглядывая вперед, следует сказать, что основные решения, принятые в ходе проведенных проработок не претерпели существенных изменений в дальнейшем и нашли свое воплощение в штурмовике.

Вооружение штурмовика включало широкую номенклатуру бомбардировочного, неуправляемого ракетного и стрелково-пушечного вооружения.

В мае 1968 года О. Самойлович посчитал, что проработки достигли той степени готовности, когда можно было доложить о них начальству. Первым познакомили с проектом начальника бригады общих видов И. И. Цебрикова, и спустя пару дней во главе с ним О. С. Самойлович и Ю. В. Ивашечкин доложили проект Павлу Осиповичу Сухому. Он с большим интересом отнесся к новой идее. Внимательно выслушал конструкторов, задал много вопросов и высказал ряд замечаний. С большим удовольствием конструкторы получили задание продолжить работу по этой теме.

Поскольку проект «вышел из подполья», к нему подключились аэродинамики, возглавляемые заместителем Главного конструктора И. Е. Баславским. Первые расчеты, определявшие основные геометрические параметры крыла и оперения самолета, выполнила инженер отдела аэродинамики Г. Михайлова.

Спустя месяц Генеральный конструктор решил, что глубина проработки проекта достаточна для того, чтобы оформить заявочный документ на новую разработку, и поручил бригаде общих видов подготовить проспект. Самолет получил обозначение СПБ и заводской шифр Т8.

Проспект был закончен в августе и разослан в Научно-технический комитет Генерального Штаба Министерства обороны. Главный Штаб ВВС, Министерство авиационной промышленности, ЦАГИ и в Главный Штаб ВМФ. Конструкторы стали ждать отзывов этих высоких инстанций на свое предложение.

3. Разработка аванпроекта самолета-штурмовика Су-25. Программа ЛВСШ

Первым на заявку ОКБ откликнулся в сентябре 1968 года НТК Генерального Штаба. В заключении, умещавшемся на одной странице, было сказано, что такой самолет не нужен.

Головной НИИ ВВС, начальником которого был генерал-лейтенант З. А. Иоффе, после нескольких консультаций с работниками ОКБ, О. С. Самойловичем и начальником отдела эффективности боевого применения С. И. Буяновером, прислал «осторожное» заключение, смысл которого заключался в том, что работы по проекту целесообразно продолжить. Остальные промолчали. Несмотря на драматизм ситуации, Генеральный конструктор П. О. Сухой, оставаясь убежденным в правильности выбранной ОКБ стратегической линии на создание специализированного дозвукового штурмовика Т8, дал указание об активном продолжении работ и проведении более глубокой разработки.

Появление в составе ВВС массового простого и дешевого штурмовика позволило бы в кратчайшее время обновить парк фронтовой авиации и существенно снизить стоимость потребной группировки фронтовых ударных самолетов.

Понимая это, в начале 1969 года Маршал Советского Союза А. А. Гречко обратился к министру авиапромышленности П. В. Дементьеву с предложением провести конкурс проектов легкого самолета-штурмовика. ВВС к середине марта сформулировали требования к ЛСШ.

В марте 1969 г. министр авиационной промышленности обязал ОКБ, возглавляемые Генеральными конструкторами А. И. Микояном, С. В. Ильюшиным, П. О. Сухим и А. С. Яковлевым, провести на конкурсной основе разработку аванпроектов легкого дозвукового самолета-штурмовика в соответствии с тактико-техническими требованиями ВВС от 19 марта 1969 года. В этих требованиях впервые был сформулирован взгляд ВВС на современный самолет-штурмовик.

ВВС понимали, что одним из решающих факторов, определяющих облик самолета, является обоснованно выбранный диапазон скоростей полета при выполнении поставленных задач.

С одной стороны, увеличение скорости полета повышает вероятность преодоления зоны ПВО противника. С другой стороны, снижается безопасность полета на предельно малых высотах, возрастают требования к квалификации летного состава. Одновременно снижается вероятность обнаружения, распознавания и уничтожения малоразмерных целей. Рост полетных скоростей требует увеличения безопасной высоты полета, что, в свою очередь, приводит к увеличению вероятности поражения ЛСШ средствами ПВО. Поэтому на основании опроса и изучения опыта летчиков истребительно-бомбардировочной авиации (ИБА) наиболее целесообразным для штурмовика устанавливался диапазон боевых скоростей полета 500…800 км/час. Номенклатура средств поражения самолета включала бомбардировочное вооружение (калибра 100…500 кг), неуправляемое реактивное вооружение (калибра 57…240 мм), стрелково-пушечное вооружение, а также управляемые ракеты ближнего воздушного боя.

Нормальная масса боевой нагрузки (без боезапаса встроенной пушки) должна была составлять 1 000 кг, а максимальная — 3 000 кг. Дальность полета у земли на скорости 800 км/ч должна была составлять 750 км.

Используя имеющийся задел, ОКБ, возглавлявшееся П. О. Сухим, предъявило к назначенному сроку не только аванпроект ЛСШ Т8, выполненный на основе проспекта СПБ в объеме эскизного проекта (в четырех книгах), но и полноразмерный обзорный макет самолета. К этому же времени был выполнен значительный объем продувок моделей самолета и получены положительные результаты.

В соответствии с установкой министра обороны и указанием министра авиационной промышленности при разработке аванпроекта легкого самолета-штурмовика Т8 главное внимание было уделено «обеспечению наиболее высокой эффективности при решении боевых задач дешевым, простым в производстве и эксплуатации самолетом с высокой степенью живучести и надежности, а, также обеспечению возможности поставки самолета на массовое серийное производство в кратчайшие сроки».

Первые оценки при анализе требований ВВС показали, что тяга двигателей АИ-25Т слишком мала и нужно искать другие. Так как с ОКБ А. Г. Ивченко уже были установлены контакты, то «суховцы» обратились к B. Н. Лотареву (преемнику А. Г. Ивченко на посту Генерального конструктора) с просьбой рассмотреть возможность применения форсажной камеры на двигателе АИ-25.

Просьба была удовлетворена, но двигатель настолько поменял свой облик, что в корне изменил и облик самолета. Компоновка самолета с форсажными двигателями была создана, но после непродолжительного обсуждения отвергнута как неприемлемая.

В других моторостроительных ОКБ существовали проекты подходящих двигателей: у С. П. Изотова — ТР7-117, С. К. Туманского — Р53Б-300 и у А. М. Люльки — АЛ-29. Их и взяли для рассмотрения в аванпроекте. Все предложенные двигатели имели близкие значения статической взлетной тяги (3 000…3 250 кг), массы (400…450 кг) и геометрических характеристик (диаметр входа 670…730 мм, длина 2 300…2 400 мм). Наиболее экономичным на всех расчетных режимах полета был двигатель Р53Б-300. Однако все эти двигатели были «бумажными», и на создание и доводку любого из них требовалось 5…7 лет.

Основные характеристики аванпроекта самолета ЛСШ (Т8)

Разработка аванпроекта легкого штурмовика в 1969 г.

Название в КБ

Т8

Тип и количество установленных двигателей:

 

    1-й этап

РД-9Б без форсажных камер

    2-й этап

ТР7-117, АЛ-29, Р53Б-300

Бесфорсажная взлетная тяга

2×3 000 кг

Длина самолета без штанги ПВД

12,0 м

Размах крыла

9,75 м

Высота самолета на стоянке

3,9 м

База шасси

4,3 м

Колея шасси

2,4 м

Площадь базового крыла

19 м²

Удлинение крыла

5

Угол стреловидности крыла по передней кромке

20°

Максимальная взлетная масса

10 570 кг

Нормальная взлетная масса

8 200 кг

Масса топлива во внутренних топливных баках

1 900 кг

Нагрузка на крыло при нормальной взлетной массе

435 кг/м²

Тяговооруженность при нормальной взлетной массе

0,73

Максимальная скорость полета у земли

1 000 км/ч

Дальность полета самолета без ПТБ, с боевой нагрузкой 1200 кг, у земли

750 км

Длина разбега

390 м

Длина пробега

550 м

Максимальная масса боевой нагрузки

3 000 кг

Нужно было найти что-то существующее, и это «что-то» конструкторы обнаружили на самолете МиГ-19 — двигатель РД-9Б. Он был предложен министром авиапромышленности П. В. Дементьевым и имел форсажную тягу 3 200 кг, а бесфорсажную — 2 500 кг.

В итоге бесфорсажная версия РД-9Б и была принята в качестве двигателя первого этапа в аванпроекте.

Представленный в аванпроекте легкий самолет-штурмовик Т8 по аэродинамической компоновке представлял собой одноместный моноплан нормальной схемы с высокорасположенным хорошо механизированным крылом. Крыло трапециевидной формы в плане с углом стреловидности 20° по передней кромке и относительной толщиной 11%, постоянной по всему размаху, имело площадь 19м² и удлинение 5. Крыло было оснащено выдвижными предкрылками по всему размаху, выдвижными двухщелевыми закрылками, элеронами и интерцепторами.

На хвостовой части фюзеляжа было размещено стреловидное вертикальное оперение с рулем направления и стреловидное горизонтальное оперение с переставным стабилизатором и рулем высоты. Все поверхности управления — элероны, рули высоты и направления имели осевую компенсацию и были снабжены триммерами.

В аванпроекте рассматривались два этапа компоновочного исполнения самолета, различавшиеся типом двигателей и составом прицельнонавигационного оборудования. Для выигрыша времени на 1-ом этапе на штурмовиках Т8 предполагалось использование модифицированных серийных ТРД РД-9Б, получивших позднее индекс «Р9-300». Модификация заключалась в снятии форсажной камеры и установке нерегулируемого сопла.

С этим двигателем штурмовик Т8 имел уменьшенную на 25…30% (по сравнению с заданными тактико-техническими требованиями [ТТТ]) дальность полета и несколько ухудшенные взлетные характеристики (при взлетной тяге одного двигателя 2 700 кг).

Двигатели 2-го этапа (типа Р53Б-300) обеспечивали летно-технические характеристики, заданные ТТТ ВВС.

Гибкая компоновочная схема самолета с размещением двигателей в индивидуальных мотогондолах позволяла ценой небольших доработок произвести замену двигателей Р9-300 на любой из двигателей 2-го этапа по его готовности.

Взлетно-посадочные устройства самолета включали в себя трехопорное шасси с носовой опорой и тормозной парашют.

Основные опоры шасси рычажного типа оснащались одиночными тормозными колесами с пневматиками размером 800×290 мм с давлением в пневматике 8 атм. Передняя управляемая опора, также рычажного типа, имела нетормозное колесо с пневматиком размером 620×180 мм с давлением 7 атм. Взлетно-посадочные устройства обеспечивали эксплуатацию самолета с грунтовых аэродромов III класса с прочностью грунта 5 кг/см².

Управление самолетом на всех режимах полета предполагалось безбустерным с жесткой проводкой по всем каналам. Управление триммерами из кабины летчика было электрическим.

Гидравлическая система на самолете первоначально отсутствовала. Выпуск-уборка шасси и механизация крыла, работа тормозных щитков и перестановка стабилизатора осуществлялась с помощью двух независимых пневмосистем. Управление силовыми приводами осуществлялось с помощью пневмокранов, установленных в бронекабине летчика.

Управление двигателями предполагалось выполнить тросовым от сектора газа, установленного на левом пульте кабины. Запуск двигателей был электрическим. Топливная система имела две независимые группы топливных емкостей с индивидуальным расходным баком в каждой, обслуживавшей свой двигатель. Заправка всех топливных емкостей была централизованной и выполнялась через одну заливную горловину открытого типа.

Система кондиционирования воздуха обеспечивала комфортные условия в кабине летчика на всех режимах полета и включала в себя воздухо-воздушный радиатор, турбохолодильник, фильтры и терморегулятор.

Кислородная система обеспечивала нормальный полет в негерметичной кабине.

Спасение летчика в аварийной ситуации на всех режимах полета осуществлялось унифицированным катапультным креслом К-36. Система энергоснабжения самолета обеспечивала надежное питание всех потребителей постоянным и переменным током на всех режимах полета, включая аварийные режимы.

В оснащении штурмовика Т8 прицельно-навигационным оборудованием также предусматривались два этапа.

На 1-ом этапе предполагалось размещение серийного оборудования устанавливавшегося на истребителях-бомбардировщиках Су-7Б и Су-17.

На 2-ом этапе (с 1973 г.) предусматривалось размещение более совершенного и легкого оборудования, находившегося в опытной разработке. При этом в аванпроекте обосновывалось сокращение состава прицельнонавигационного оборудования, заданного по ТТТ ВВС, с целью снижения массы и стоимости самолета, повышения надежности в эксплуатации без существенного снижения боевых возможностей самолета.

Устанавливаемое на штурмовике прицельно-навигационное оборудование обеспечивало:

Вся номенклатура подвесного вооружения размещалась на 6 подкрыльевых узлах подвески. На 7-ой, подфюзеляжной точке подвески, предусматривалось размещение контейнера со спецоборудованием. На самолете предполагалось размещение встроенной пушечной установки калибра 23 мм.

Для выполнения перегона самолета на подкрыльевых точках было предусмотрено размещение 2-х подвесных топливных баков ПТБ-600 емкостью 600 литров каждый.

Нормальная взлетная масса самолета составляла 8 200 кг (при 1 000 кг боевой нагрузки), а максимальная — 10 370 кг (при 3 000 кг боевой нагрузки). Безусловно, «изюминкой» штурмовика был уникальный комплекс средств повышения БЖ суммарной массой 735 кг (9% от массы пустого самолета).

В числе мероприятий по обеспечению боевой живучести (не путать с обеспечением боевой живучести серийного самолета Су-25, об этом немного позже) наиболее значительным по весовым затратам являлось бронирование на основе композиционной брони (титановый сплав, резиновая прослойка, алюминиевый сплав).

Бронезащита включала практически полное бронирование кабины летчика, бронирование днищ и частично стенок расходных топливных емкостей и частичное бронирование капотов мотогондол с пулеопасных направлений.

Помимо этого в состав снаряжения летчика входили бронешлем и броненагрудник. В целях повышения боевой живучести силовой установки на самолете применялись разнесенные двигатели с дублированной системой управления двигателями и две автономные системы топливопитания. Каждая система топливопитания имела свой расходный топливный бак и обеспечивала питание своего двигателя. Днища и частично стенки всех топливных баков были протектированы многослойной губчатой резиной, предотвращавшей потерю топлива из топливных емкостей при боевом повреждении стенок. Кроме того, днище первого и стенки четвертого топливных баков были частично защищены, соответственно, конструкцией главных опор шасси и двигателей. Применение инертного газа обеспечивало взрывобезопасность и предотвращало возникновение пожара баков. Противопожарная защита двигателей обеспечивалась дублированной системой пожаротушения мотогондол.

Повышение боевой живучести системы управления самолетом обеспечивалось за счет применения безбустерной схемы с жесткими тягами с дублированием в продольном канале. Каждая консоль руля высоты имела независимую систему управления.

Боевая живучесть пневмосистемы обеспечивалась за счет применения двух независимых систем с индивидуальными источниками энергии группой безосколочно разрушающихся баллонов и разнесением магистральных трубопроводов по бортам.

БЖ системы электроснабжения обеспечивалась применением двух автономных систем питания всех потребителей постоянным и переменным током от индивидуальных источников энергии — генераторов постоянного и переменного тока. При отказе всех генераторов аварийное питание ограниченной группы потребителей осуществлялось от двух аккумуляторных батарей.

Для снижения эффективной отражающей поверхности самолета в передней сфере при облучении его радиолокаторами ПВО противника передние кромки крыла и оперения и входные кромки воздухозаборника предполагалось выполнять из конструктивных радиопоглощающих материалов. Конструкция крыла и оперения самолета проектировалась как безопасно разрушаемая. Крыло и оперение самолета выполнялись по трехлонжеронной схеме с толстыми клиновидными обшивками, способными выдерживать значительное количество пробоин без разрушения конструкции.

Наряду с боевым вариантом самолета-штурмовика в аванпроекте был проработан вариант учебно-боевого самолета Т-8УБ, который мог использоваться и как самолет первоначального обучения с тандемным расположением летчиков в кабине. При этом объем переделок получался относительно небольшим. Существенной доработке подвергалась только головная часть самолета. Самолет удлинялся на 1,25 м по сравнению с базовым вариантом. Полностью сохранялась первая кабина, превращаясь в кабину обучаемого, и носовой отсек. Вторая кабина (инструктора) вписывалась частично в объем исходного закабинного отсека. Превышение линии визирования 2-ой кабины составляло 300 мм и обеспечивало хороший обзор из нее.

Рассмотрение аванпроектов фирм-конкурсантов состоялось в июне 1969 года на Научно-техническом совете МАП. Обобщенным заключением ВВС предложения по самолетам Як-25ЛШ и Ил-42 отклонялись. Конкурс по проектам самолетов Су-25 и МиГ-21ЛШ продлевался до стадии постройки летных экземпляров самолетов.

Здесь просматривается аналогия с рассмотрением проектов американских штурмовиков А-10А и А-9 по программе АХ, когда было выдвинуто требование к фирмам: «Летать до покупки…»

Итоги 1-го этапа конкурса аванпроектов легких самолетов-штурмовиков позволили ОКБ, руководимому П. О. Сухим, приступить к широкомасштабному развертыванию очередного этапа работ — разработке эскизного проекта самолета Т8 с обоснованием тактико-технических характеристик самолета, выполнению комплекса экспериментальных работ, включая продувки в трубах ЦАГИ, разработке рабочих чертежей и конструкторской документации на опытный образец.

К середине 1970 г. ОКБ были выпущены рабочие чертежи, начаты подготовка производства и сборка головной части опытного экземпляра самолета в филиале ОКБ П. О. Сухого на Новосибирском авиационном заводе. Как уже говорилось выше, однозначности в подходе к облику самолеташтурмовика в руководящих кругах ВВС не было. Существовали различные подходы к определению функциональных возможностей, а, следовательно, и составу оборудования, а также массы боевой нагрузки и ее номенклатуры.

В августе 1971 года заказчик выступил с требованием увеличения максимальной скорости самолета у земли до 1 200 км/ч с 4-мя блоками НУРС Б-8 на наружных подвесках.

В связи с радикальным изменением требований заказчика распоряжением П. О. Сухого все работы в ОКБ по созданию легкого дозвукового самолета-штурмовика Т8 были приостановлены.

Идея создания современного самолета-штурмовика с момента ее появления на свет получила как горячих сторонников, так и не менее упорных противников. По мере углубления проработок проекта Т8 количество первых увеличивалось, а количество вторых сокращалось.

Так, Зелик Аронович Иоффе, генерал-лейтенант, начальник головного НИИ ВВС вначале был противником этой работы, но когда в начале 70-х годов он вышел в отставку, пришел на работу в ОКБ П.О.Сухого и возглавил отдел боевой живучести, его взгляды изменились. Он с большим энтузиазмом принялся за дело и с небольшим коллективом своих очень квалифицированных специалистов провел огромный объем работ по обоснованию и практическому воплощению всего комплекса боевой живучести на самолете Т8.

Генерал-майор М. К. Дубинский, заместитель командующего воздушной армии, базировавшейся в ГДР, после первого же знакомства с проектом Т8 стал его горячим сторонником и пропагандистом. Когда по состоянию здоровья Михаил Кузьмич не мог больше летать, он уволился из армии, пришел на работу в ОКБ П. О. Сухого и немало сделал для того, чтобы самолет-штурмовик стал реальностью.

Заместитель Главкома ВВС маршал авиации А. Н. Ефимов с самого начала работ по Т8 стал его опекуном. Ведь две звезды Героя Советского Союза он заслужил за боевую работу на штурмовиках Ил-2 во время Великой Отечественной войны. Позднее он был Председателем макетной комиссии и Государственной комиссии по испытаниям штурмовика Су-25.

Не сразу стал сторонником самолета Т8 и теперешний Главный конструктор всего семейства Су-25 В. П. Бабак. Работая в конце 60-х и 70-е годы в Министерстве авиапромышленности, он опекал семейство самолетов Су-17, Главным конструктором которых был соратник П. О. Сухого Николай Григорьевич Зырин. Владимир Петрович считал, что любимый им Су-17 решает все задачи, в том числе — поддержку сухопутных войск на поле боя.

Изменению этой позиции способствовали успешно прошедшие испытания Су-25 в условиях Афганистана в 1980 году (но об этом чуть позже). А когда он с начала 1981 года, перейдя на работу в ОКБ П. О. Сухого, сам начал руководить проектированием и постройкой одной из модификаций Су-25, то стал самым большим приверженцем штурмовика.

Между тем дебаты специалистов ОКБ с заказчиком о максимальной скорости полета штурмовика разгорелись с новой силой. Генеральный конструктор и его подчиненные считали, что можно ограничиться скоростью 900 км/ч, которая у земли соответствовала числу М=0,75. Была уверенность, что до такой скорости самолет может иметь безбустерную систему управления, которая могла бы стать одной из важных составляющих боевой живучести и надежности самолета.

Заказчик, как уже было сказано, требовал 1 200 км/час (почти скорость звука у земли!).

В конце концов, удалось договориться на значении скорости 1 000 км/ч (М=0,82), и этот компромисс впоследствии привел к тому, что уже на серийном самолете появились бустера в канале элеронов.

Основные данные эскизного проекта ЛВСШ

 

 

Двигатели

Технические характеристики

ТТТ ВВС

Р53-300 или Р9-300

ТР7-117

Максимальная скорость полета у земли (км/ч)

1000

1000

900

Практическая дальность полета у земли на скорости 800 км/ч (км)

750…800

750

500

Скорость, при которой реализуется маневренная перегрузка 5,0 (при запасе топлива 80%) (км/ч)

500…550

550

600

Длина разбега (м)

500…600

500

1 100…1 200

с прочностью грунта (кг/см²)

5…6

5…6

6…7

Длина пробега с тормозным парашютом (м)

500…600

550

600…700

с прочностью грунта (кг/см²)

5…6

5…6

6…7

Только в конце ноября 1971 г. ОКБ, руководимое П. О. Сухим, получило очередные уточненные тактико-технические требования ВВС к самолету Су-25, утвержденные заместителем Главнокомандующего ВВС М. Н. Мишуком и согласованные с заместителем Главнокомандующего Сухопутных войск П. Н. Лащенко.

Отныне самолет получил обозначение «легкий войсковой самолетштурмовик» (ЛВСШ). Новая редакция ТТТ сохранила концепцию дозвукового самолета, но масса боевой нагрузки возросла до 1,5 т…4,0 т — соответственно для вариантов нормальной и максимальной нагрузки.

Существенно изменился состав прицельно-навигационного оборудования, приводивший к росту его массы. Требования к остальным летнотехническим характеристикам были сохранены.

Работы по самолету были возобновлены в январе 1972 г., а в апреле месяце было разработано обобщенное заключение головных институтов авиационной промышленности по ТТТ Заказчика и принято решение об окончательной отработке проекта Постановления правительства о создании войскового самолета-штурмовика Су-25 с дозвуковой скоростью полета (1 000 км/ч у земли).

Все это повлекло радикальную переработку всей ранее выпущенной документации. Практически год ушел на отработку очередной редакции ТТТ ВВС к самолету, и ее согласованию.

Принципиально аэродинамическая схема самолета была сохранена, но обводы самолета были изменены полностью. Компоновка оборудования и систем была также полностью изменена. При разработке новой аэродинамической компоновки самолета были учтены результаты продувок моделей штурмовика исходной редакции.

Увеличение масс нормальной (расчетной) боевой нагрузки с 1 000 кг до 1 500 кг (фактически до 1 660 кг) и оборудования при сохранении требования по дальности полета повлекли за собой изменения запаса топлива с 1900 кг до 2400 кг при увеличении нормального взлетного веса с 8 340 кг до 10 530 кг.

Это привело к увеличению размерности самолета. Длина фюзеляжа возросла с 12,54 м до 13,7 м. Площадь крыла возросла с 21 м² до 28 м² при сохранении формы в плане и удлинения. Относительная толщина профиля крыла снижена с 11% до 10,5% для увеличения критического числа М полета. Соответственно увеличились площади предкрылка, закрылка и элерона.

На всех рулевых поверхностях были введены кинематические сервокомпенсаторы, снижающие усилия на ручку управления самолетом. С целью обеспечения взаимозаменяемости закрылков они выполнялись с постоянной хордой, что потребовало модифицирования исходного профиля крыла.

На каждой консоли крыла количество плоскостей подвески возросло с 3 до 5. С учетом требования увеличения нормальной нагрузки до 6×ФАБ-250, для уменьшения их лобового сопротивления рассматривался вариант размещения 4×ФАБ-250 с тандемной подвеской на каждой консоли, с применением двухпостовых пилонов-держателей.

Была уменьшена стреловидность киля, что позволило существенно упростить конструкцию и технологию изготовления вертикального оперения, при этом ось вращения руля направления стала перпендикулярной к направлению потока (стреловидность по оси вращения — нулевая), что упростило исполнение привода управления им.

Изменение обводов фюзеляжа было проведено с учетом требования повышения технологичности изготовления отдельных его агрегатов. Верхняя и нижняя образующие фюзеляжа по нулевому батоксу были выполнены параллельными строительной горизонтали фюзеляжа на значительной их протяженности. Обводы головной части фюзеляжа на виде в плане в зоне кабины также были образованы прямыми, параллельными плоскости симметрии. Бортовые броневые панели кабины были плоскими, кроме небольших участков с одинарной кривизной. Была упрощена геометрия обводов фюзеляжа в средней и хвостовой частях.

Полученные результаты продувок позволили отказаться от боковых щек перед входом в воздухозаборники, повысив тем самым технологичность их изготовления. Была также несколько изменена форма входов в воздухозаборники и упрощена геометрия воздушных каналов.

Практически все теоретические чертежи, определявшие внешний облик самолета, с которым он вышел на испытания и пошел в серию, выполнил бывший летчик-истребитель авиации ВМС, талантливый аэродинамик, математик и конструктор с безупречной графикой Вячеслав Михайлович Лебедев.

Выполнение требований по проходимости на грунтовых аэродромах при возросших взлетно-посадочных весах привело к переходу на колеса большего диаметра и ширины. Схема уборки основных стоек шасси при этом изменилась. Конструктором Маровым Владимиром Федоровичем была предложена очень компактная схема, позволявшая убирать стойку с колесом 360×840 мм в отсек длиной 1 200 мм. Позднее, в ходе конструктивных разработок, схема уборки передней опоры была также изменена: колесо стало убираться не в носовой, а в закабинный отсек.

Подход к реализации целевых конструктивно-компоновочных мероприятии, направленных на повышение выживаемости самолета, не претерпел особых изменений. Появились новые решения, реализация которых приводила к дополнительному повышению боевой живучести. В плане повышения боевой живучести и введен лобовой бронеблок фонаря кабины, уменьшена площадь бокового остекления фонаря кабины. В качестве брони кабины предполагалось использование бронеплиты из стального сплава КВК-37Д. Переднюю стенку предполагалось выполнять из противоосколочной брони АБО-1. При выпуске рабочих чертежей на самолеты Т8-1 и Т8-2 в конструкции кабины использовались стальные плиты, габаритно-весовые имитаторы брони.

Принципиально новым решением в части повышения боевой живучести силовой установки было использование выносной объединенной коробки приводов самолетных агрегатов. Источники энергии — электрогенераторы и гидронасосы размещались на объединенной (одной на два двигателя) коробке приводов, которая размещалась в отсеке фюзеляжа между двигателями. Нижний люк и боковые нижней панели отсека выполнялись из авиационной брони КВК-37Д, спереди коробка приводов защищалась броневой стенкой расходного топливного бака. Мощность на привод коробки отбиралась от обоих двигателей с помощью верхних индивидуальных трансмиссий. Дополнительно к высоконадежным функциональным возможностям такого решения на самолете получалась весовая экономия — 60 кг. Позднее идея объединенной коробки приводов самолетных агрегатов была реализована на самолете МиГ-29.

Использование объединенной коробки приводов предполагалось на 2-ом этапе самолета при применении вновь разрабатываемых перспективных двигателей.

Еще одним нововведением на самолете было применение одного расходного топливного бака с запасом топлива, достаточным для возвращения на аэродром базирования. Бак имел бронированную заднюю стенку и днище.

Новой особенностью комплекса повышения БЖ был отказ от применения инертного газа и переход на более надежный, хотя менее выгодный в весовом отношении, способ обеспечения взрывобезопасности топливных баков — заполнение их крупноячеистым пенополиуретаном. В силовой установке 1-го этапа создания самолета предполагалось по-прежнему использование двигателей Р9-300, несмотря на невыполнение требуемых летнотехнических характеристик, из-за малой тяговооруженности и плохой экономичности на крейсерских режимах полета, а также высокого уровня инфракрасного излучения.

На втором этапе было предусмотрено использование двигателей ТР7-117 разработки С. П. Изотова или двигателя Р53-300 разработки С. К. Туманского.

Все указанные решения определили облик самолета Су-25 второй редакции, которая не претерпела коренных изменений при создании эталонного образца самолета-штурмовика.

Макетная комиссия, назначенная приказом министра авиационной промышленности П. В. Дементьевым с 12 по 15 сентября 1972 года рассмотрела макет и материалы эскизного проекта легкого войскового самолета-штурмовика Су-25.

Одним из существенных положительных моментов проекта отмечалась более чем 40% отдача по массе боевой нагрузки (в варианте максимальной взлетной массы). В заключении констатировалось выполнение всех тактико-технических требований ВВС в части летных характеристик при использовании перспективных двухконтурных бесфорсажных двигателей типа ТР7-117 или Р53-300.

Отмечалась также целесообразность создания варианта самолета с модифицированными серийными двигателями Р9-300 «в целях ускорения создания, испытаний и начала освоения в войсках самолетов Су-25».

Кроме того, с целью снижения стоимости выполнения операции рекомендовалась проработка возможности оснащения части выпускаемых самолетов Су-25 упрощенным составом прицельно-навигационного оборудования. В основном варианте комплектования самолета прицельнонавигационным оборудованием предполагалось, в частности, использование дорогостоящей цифровой вычислительной машины и системы индикации на лобовом стекле в кабине летчика.

Второй полноразмерный макет самолета представлял собой не только смотровой образец будущего штурмовика, но отражал объемную компоновку основных отсеков. Шасси макета упрощенной конфигурации было выполнено металлическим и позволяло транспортировать макет на собственных опорах. На макете самолета были установлены макеты двигателей и объединенной коробки самолетных агрегатов, выполнены монтажно-эксплуатационные люки и, в частности, люки для осмотра лопаток первой ступени компрессоров двигателей.

Был выполнен макет пушечной установки с механизмом подъема-опускания патронного ящика. В носовом, закабинном и хвостовом отсеках были установлены макеты блоков оборудования с обеспечением подходов через эксплуатационные люки. Кабина макета самолета по конструктивному и компоновочному исполнению соответствовала облику будущего самолета.

Были имитированы бронирование коробки кабины и козырька фонаря. Для входа в кабину и выхода из нее на макете была установлена встроенная выдвижная стремянка. На каждой консоли крыла было установлено по 5 пилонов-держателей с макетами подвесок, включая по одному двухпостовому для тандемной подвески авиабомб и по одному пусковому устройству, размещавшемуся на ближней к борту фюзеляжа точке подвески, с макетом ракеты класса «воздух-воздух».

4. Постройка опытно-экспериментальных машин и их испытания

Возобновившиеся в январе 1972 года работы были началом рабочего проектирования опытных самолетов Т8-1 и Т8-2. Решение об этом П. О. Сухой принял на свой страх и риск, заключавшийся в том, что в то время без «Постановления ЦК КПСС и Совета Министров Союза ССР…» не строился ни один самолет. В условиях жесткой плановой экономики можно было сэкономить или прихватить про запас лишний материал для изготовления планера, но получить без «бумаги» двигатели, прицельное, навигационное, связное оборудование, колеса, шины, элементы гидросистемы, топливной системы и еще многого другого было невозможно, поскольку военные самолеты сверх плана не выпускались и, следовательно, не выпускались сверх плана и все составляющие их элементы.

Тем не менее, в конце 1972 года Павел Осипович Сухой принимает решение о подготовке производства и постройке опытных самолетов. Первым в стапели заложили планер самолета Т8-1. И когда при очередном посещении ОКБ министр увидел в сборочном цехе состыкованный, но пустой самолет Т8, он одобрил проведенную работу репликой: «Так это же конек-горбунок!» и дал согласие на подготовку совместного (МАП-МОП-МРП-ВВС) решения о постройке опытно-экспериментальных образцов самолета, позволяющее в отсутствие Постановления ЦК КПСС и Совета Министров получить от смежников все необходимые готовые изделия для двух летных образцов самолета.

Это так называемое «решение четырех министров» увидело свет в мае 1974 года и решило судьбу самолета Т8.

В стапели, освободившиеся от агрегатов Т8-1, был заложен самолет Т8-0, предназначенный для прочностных статических испытаний. Экземпляр планера Т8-0 был закончен летом 1974 г., и с сентября в ОКБ начались его испытания. Полный цикл испытаний на статическую прочность Т8-0 был закончен лишь к январю 1976-го, но предварительные результаты, полученные уже к концу 1974-го, позволили выдать заключение о возможности начала летных испытаний самолета.

Первый летный экземпляр Т8-1 в производстве закончили к концу октября, провели его частотные испытания, и, после отработки в ОКБ силовой установки и топливной системы, в ночь с 23 на 24 ноября перевезли на летноиспытательную станцию (ЛИС) ОКБ на территории ЛИИ МАП в г. Жуковском. Ведущим летчиком был назначен «шеф-пилот» ОКБ, заслуженный летчикиспытатель, Герой Советского Союза, B. C. Ильюшин, ведущим инженером по испытаниям самолета — В. П. Васильев.

С конца ноября до конца декабря 1974 года наземным экипажем и сотрудниками ОКБ на машине производился весь комплекс работ, связанных с началом ее летных испытаний (ЛИ), таких, как тарировка устанавливаемой на самолет контрольно-записывающей аппаратуры (КЗА), наземная отработка всех систем и связанные с ней доработки, опробование и гонка двигателей и т. п. Одновременно заканчивалось оформление всей документации, связанной с завершением работ на самолете и необходимостью получения разрешения на первый вылет. Руководство ОКБ торопилось облетать самолет до конца года, но сделать это так и не удалось, облет был отложен на начало января следующего, 1975-го года.

В ходе подготовки к облету, уже в начале января, после того, как B. C. Ильюшин выполнил положенную перед первым вылетом пробежку, им было отмечено появление в кабине запаха дыма. Дополнительный осмотр и опробование системы кондиционирования ни к чему не привели, и В. П. Васильев решил еще раз провести контрольное апробирование силовой установки. 9 января прошло заседание методсовета МАП, на котором, после всестороннего рассмотрения представленных ОКБ материалов, комиссией (председатель — начальник ЛИИ В. В. Уткин, секретарь — М. Л. Галлай) было дано разрешение на первый вылет самолета. Датой облета утвердили 13 января. 11 января была выполнена т. н. «скоростная» рулежка, с отрывом передней опоры шасси в конце разбега. После выполнения рулежки B. C. Ильюшин подтвердил наличие не только запаха, но и дыма в кабине.

Причина его появления выяснилась 13 января, в день, назначенный для облета, и при обстоятельствах, чуть не закончившихся трагически. Поскольку ответов на возникший вопрос не было, В. П. Васильев распорядился утром 13 января «отгонять» двигатели на земле еще раз. А заместитель Генерального конструктора Е. И. Иванов торопил с вылетом. По телефону В. П. Васильев и Ю. В. Ивашечкин, в то время руководитель темы Т8, доложили, что причина дымления не установлена. Евгений Алексеевич решил взять дело в свои руки и приехал на аэродром, прихватив с собой по просьбе В. П. Васильева начальника отдела силовых установок И. М. Закса и начальника отдела систем жизнеобеспечения экипажа Ю. М. Петрова.

Совещание специалистов с участием B. C. Ильюшина не смогло сформулировать сколько-нибудь правдоподобную версию происходящего на самолете, а Владимир Сергеевич, с таким нетерпением ждавший первого вылета на «восьмерке», считал, что слетать можно, так как первый полет делался «блинчиком» и длился не более получаса.

Все смотрели на В. П. Васильева, так как он был «хозяином» самолета и только он мог принять решение — лететь или не лететь. Ведущий инженер по испытаниям отвечает за вверенный ему самолет и жизнь летчика, и даже Генеральный конструктор не может приказать ему поднять самолет в воздух.

И Виталий Павлович, как потом оказалось, принял единственно правильное решение. Он согласился выпустить машину в полет после еще одной гонки двигателей.

Во время этой гонки и случилось то, что могло бы произойти в полете: на правом двигателе оборвалась лопатка турбины, пробила нижний капот, и в мотогондоле начался пожар. Технический экипаж сумел быстро его потушить, при этом сам самолет практически не пострадал.

Т8-1 поставили на ремонт, а двигатель отправили в Уфу для анализа случившегося. Уфимское моторостроительное КБ «Союз», Главным конструктором которого был С. А. Гаврилов, являлось разработчиком двигателя Р9-300 (изделие «39»). Его специалисты быстро установили причины поломки двигателя. Оказалось, что при разработке бесфорсажной модификации двигателя стойки центрального конуса за турбиной приблизили на 50 мм к диску турбины. Это привело к возникновению вибрации лопаток, биению диска турбины, раскачке и разрушению опор ротора. В ненормально работающих опорах масло стало подгорать, и дым стал поступать в кабину через систему кондиционирования. Когда стойки вернули на место, все прекратилось.

В середине февраля два доработанных двигателя прибыли в Москву, и 21 февраля В. С. Ильюшин выполнил еще одну рулежку.

Вылет назначили на субботу 22 февраля. Самолет был тщательно подготовлен, разрешение Методсовета МАП на первый вылет, выданное к 13 января, имело силу. 22 февраля 1975 года, летчик-испытатель ОКБ B. C. Ильюшин на первом экземпляре опытно-экспериментального самолета Т8-1 в первый раз поднялся в воздух. Этот день стал, таким образом, днем рождения нового самолета Су-25, возродившего в СССР тип самолета-штурмовика. Недаром присутствовавший при этом событии 1-й заместитель главкома ВВС, маршал авиации А. Н. Ефимов, как горячий энтузиаст и сторонник нового самолета, провозгласил в тот день тост: «За возрождение штурмовой авиации!». Но чтобы довести «до ума» пока еще достаточно «сырую» машину, впереди предстояло еще много работы и несколько лет испытаний и доводки нового самолета.

С февраля по ноябрь 1975 года на самолете Т8-1 был выполнен первый этап летных испытаний, задачей которого было определение основных летнотехнических характеристик (ЛТХ), оценка характеристик устойчивости и управляемости самолета и проверка совместимости силовой установки с ракетным и стрелково-пушечным вооружением при пусках и стрельбе в полете.

Основной объем полетов на этом этапе выполнял B. C. Ильюшин. По инициативе Е. А. Иванова заводские испытания опытно-экспериментального самолета были превращены в совместные с заказчиком. Была образована комиссия во главе с маршалом А. Н. Ефимовым, которая периодически собиралась по ходу испытаний. Была образована испытательная бригада специалистов Научно-исследовательского института ВВС во главе с подполковником А. И. Марченко. В течение первых четырех месяцев, с февраля по конец июня, на базе ЛИС ОКБ в ЛИИ, выполнялись полеты на определение скоростей, километровых расходов топлива на различных режимах полета и с различными вариантами подвесок. Особое внимание уделялось определению характеристик устойчивости и управляемости, так как на Т8, впервые после долгого перерыва в реактивной авиации, вновь отрабатывалась безбустерная система управления самолетом. И в этом плане первые полеты принесли ожидаемые результаты. Как и предполагалось, отсутствие бустеров привнесло в характеристики системы управления некоторую нестабильность, в частности, повышенные усилия на ручке управления движением самолета в поперечном и продольном каналах. Большие усилия на ручке управления, особенно по крену, и малая эффективность элерона (отмеченные В. С. Ильюшиным еще в первых полетах), привели к существенной доработке крыла. В частности увеличилось удлинение крыла, изменилась конфигурация элеронов, были установлены пружинные сервокомпенсаторы в продольном и поперечном каналах.

На этом же этапе испытаний, после нескольких полетов с двухпостовыми тандемными пилонами-держателями, решили от них отказаться, разместив на крыле 8 однопостовых пилонов-держателей для подвески оружия класса «воздух-земля».

В начале июля машину перегнали на полигон, где до конца августа производились пуски неуправляемых реактивных снарядов (НУРС), стрельба из встроенной (ВПУ-22) и подвесных (СППУ-22) пушечных установок и определялась степень устойчивости работы силовой установки при применении различных видов оружия.

Программа этих полетов была составлена так, что, постепенно увеличивая количество подвешенного вооружения и, приближаясь от полета к полету к воздухозаборникам, нужно было в конечном итоге выполнить залповые пуски основных типов неуправляемых реактивных снарядов: С-5 калибра 57 мм (256 шт), С-8 — 80 мм (160 шт), С-24 — 240 мм и С-25 — 340 мм (по 8 шт).

В этих испытаниях было установлено, что двигатели «терпят» пуски всех типов перечисленных ракет. А С-25, расположенные на ближних к воздухозаборникам точках подвески, при пуске провоцируют заброс температуры на двигателе, и если летчик вовремя не среагирует, то двигатель может выйти из строя. Следовательно, залповый пуск С-25 невозможен. С проблемой подобного рода конструкторы уже встречались и знали пути решения этой задачи. И на Т8 ограничение по пускам этих очень мощных ракет было довольно быстро снято.

Другой проблемой, выявленной в ходе этих испытаний, был помпаж двигателей Р9-300, произошедший в одном из полетов при стрельбе из ВПУ-22. Для устранения этого дефекта прямо на месте были срочно доработаны локализаторы пушки ГШ-2-23, после чего в последующих испытаниях дефект более не проявлялся. Кроме того, в этих полетах В. С. Ильюшин оценивал и поведение самолета во время пусков и отметил слабое затухание колебаний в путевом канале, что повышало сложность управления самолетом при прицеливании и влияло на точность стрельбы.

С начала сентября 1975 года на самолете, который снова перегнали на ЛИС ОКБ в ЛИИ, продолжили программу ЛИ по определению основных ЛТХ.

К концу ноября программа совместных испытаний была закончена. В целом самолет подтверждал расчетные показатели, за исключением недобора практической дальности полета и несколько превышающей заданную по ТТТ длину разбега при базировании на грунтовых ВПП. Как недостаток отмечалось также отсутствие на самолете тормозных щитков и превышение нормативов по времени подготовки самолета к вылету. Окончание работ было оформлено соответствующим актом, в котором, наряду с указанием достигнутого уровня характеристик и недостатков, выявленных в ходе ЛИ, отмечалось: «Самолет Су-25… обладает широкими возможностями при действии по наземным и воздушным целям в тактической и ближней оперативной глубине обороны противника за счет многообразия способов применения в сочетании с простотой их реализации. …По технике пилотирования самолет прост и доступен «для освоения курсантами выпускных курсов училищ ВВС. …Боевые возможности самолета Су-25 могут быть доведены до заданных ТТТ за счет установки на самолет двигателей с меньшими удельными расходами и с тягой по 3 500…4 000 кг каждый». В этом направлении и были в последующем развернуты работы в ОКБ.

А на Т8-1 по окончании первого этапа испытаний решено было с декабря 1976 года провести короткую программу испытаний по базированию на грунтовых взлетно-посадочных полосах (ГВПП) на авиабазе (АБ) «Третьякове» (полеты выполнял летчик-испытатель ОКБ А. Н. Исаков).

В ОКБ к этому времени на выходе был уже второй летный экземпляр самолета — Т8-2. Этот самолет был доработан по сравнению с Т8-1: для повышения эффективности поперечного управления, на нем увеличено удлинение крыла с 5 до 6,2, изменена конструкция элеронов и закрылков. На мотогондолах двигателей по бокам были установлены тормозные щитки, а в борту кабины — встроенная стремянка и откидная подножка, изменена конструкция откидной части фонаря и установлено модернизированное катапультное кресло К-36Л. Ведущим инженером по испытаниям самолета был назначен А. М. Шолош.

Самолет был закончен сборкой в сентябре 1975 г., но находился в ОКБ практически до конца декабря — сперва для отработки систем, а затем — для участия в наземном показе (с выкладкой подвесного вооружения), устроенном для руководящего состава МО на территории ОКБ. Затем самолет был перевезен на ЛИС и 26 декабря 1975 года летчик-испытатель В. С. Ильюшин в первый раз поднял его в воздух.

В первой половине 1976 года на нем была выполнена программа ЛИ по оценке прочности крыла, проверке мероприятий по повышению эффективности поперечного управления, испытанию различных вариантов носка элеронов и оценки эффективности тормозных щитков. В результате этих летных испытаний были найдены оптимальные варианты формы носка и величины осевой компенсации элеронов, а вариант размещения тормозных щитков на мотогондолах двигателей признан нецелесообразным из-за малой их эффективности. В апреле самолет перегнали на полигон и провели на нем короткую программу ЛИ по оценке характеристик боевого применения, в т. ч. пуски НУРС. А 4-го июня самолет был перебазирован в Тбилиси для показа на земле и в демонстрационном полете руководству Грузии и Тбилисского авиазавода, на котором предполагалось развернуть серийное производство самолета (до этого на заводе осуществлялся выпуск спарок самолета МиГ-21У и МиГ-21УМ).

Демонстрация самолета в Тбилиси совпала по времени с обращением Первого секретаря ЦК ПОРП Эдварда Герека к Генеральному секретарю ЦК КПСС Л. И. Брежневу с просьбой о передаче лицензии на производство самолета Су-25 на авиазаводах ПНР. Эта просьба обосновывалась слабой загрузкой авиационных заводов Польши. Итогом этого обращения явилось принятие в очень короткие сроки (всего одна неделя) Постановления ЦК КПСС и СМ СССР от 29 июня 1977 года №519-177 о полномасштабной разработке самолета и организации его серийного производства на Тбилисском авиационном заводе имени Г. Димитрова.

В июне 1978 года самолет Су-25 был показан военной делегации ПНР во главе с министром обороны Польши маршалом Войцехом Ярузельским, который наградил после демонстрационных полетов летчика испытателя ОКБ П. О. Сухого Е. Соловьева за высокое мастерство, проявленное при пилотировании штурмовика, высшей летной наградой Польской Народной Республики — Серебряным Орлом.

В этом показе Е. Соловьев продемонстрировал отличные маневренные характеристики Су-25. Весь полет проходил на высоте 50 метров, и все время самолет находился в поле зрения присутствующих. После демонстрации Главнокомандующий ВВС Главный маршал авиации П. С. Кутахов сказал Е. Соловьеву: «Я думал, что ты хочешь нас всех убить, когда пикировал на трибуну, и вышел из пике на высоте 20 метров».

В дальнейшем с самолетом Су-25 представительная делегация ПНР во главе с министром промышленности, который на прощальном банкете заявил, что в 1985 году, в день образования Польской Народной Республики над Варшавой пролетит эскадрилья самолетов-штурмовиков Су-25 польского производства.

Но этот план не был осуществлен, поскольку изменения политической ситуации в Польше привели к разрыву всех экономических связей и соглашений.

К этому времени обстановка складывалась следующим образом: с одной стороны, было ясно, что с первоначально установленными на Т-8 двигателями Р9-300, серийный выпуск которых к этому времени был полностью прекращен, обеспечить требуемый уровень ЛТХ самолета (и это было отмечено в рекомендациях акта совместных испытаний) не удастся. С другой стороны, работы по созданию двигателя нового поколения в требуемом классе тяги 3 500…4 000 кг находились лишь в начальной стадии разработки. Поэтому, летом 1976 года руководством МАП было принято компромиссное решение об установке на самолет бесфорсажного варианта двигателя Р13-300, уже долгое время серийно производимого и широко эксплуатировавшегося на самолетах типа МиГ-21 и Су-15. Во второй половине 1976 года в ОКБ было проведено рабочее проектирование по доработке обоих опытных машин под новые двигатели, получившие название Р-95Ш. Первоначально новую силовую установку решено было отработать на самолете Т8-2.

Для ускорения выхода на испытания самолета с новыми двигателями решено было свести доработки к минимуму, поэтому переделке подвергли лишь мотогондолы, а также системы силовой установки. Кроме этого, тормозные щитки разместили в контейнерах на законцовках крыла, подобно тому, как ранее это было опробовано на самолете Т8-1. Полностью же весь комплекс доработок по приведению машины к варианту компоновки для серийного производства решено было провести позднее, на самолете Т8-1.

А на самом Т8-1 в течение всего 1976 года продолжались летные испытания по устранению недостатков, выявленных в ходе летноконструкторских испытаний (ЛКИ) в 1975 г. Так, после окончания в январе испытаний по базированию на ГВПП, в начале февраля самолет был оборудован контейнерами тормозных щитков (ТЩ) на законцовках крыла. При этом предусматривалась возможность раздельного их выпуска для проверки возможности бокового смещения самолета без изменения направления полета по курсу (непосредственное управление боковой силой). Их эффективность была проверена в полете и признана удовлетворительной при использовании в качестве ТЩ (рекомендованы к установке на самолет), но неприемлемой как средство бокового смещения из-за больших поперечных перегрузок, при которых летчики получали ушибы. В феврале-марте на самолете провели ЛИ по определению ЛТХ с подвесными топливными баками (ПТБ) различной формы, в том числе, с т. н. «каплевидными», установка которых, как предполагалось, позволит избежать сильного смещения вперед фокуса самолета, наблюдавшегося при установке стандартных ПТБ-800.

Проблему улучшения характеристик управляемости в путевом канале (уменьшение боковых колебаний) удалось решить путем оборудования самолета демпфером рыскания, для чего пришлось изменить конструкцию руля направления: его уменьшили по площади с 0,99 до 0,792 м², обрезав сверху примерно на 1/3 высоты, при этом верхняя часть, площадью 0,189 м², стала теперь использоваться в качестве демпфера, с приводом от исполнительного агрегата РМ-130, установленного в киле. А эффективности оставшегося руля направления было достаточно для парирования момента рыскания при остановке одного из двигателей. В том же 1976 году с целью устранения тряски в продольном канале на некоторых режимах полета, в ЛИ на Т8-1 отрабатывалась оптимальная форма носка стабилизатора и была отработана стрельба из СППУ в заднюю полусферу. В самом конце 1976 года самолет был перебазирован на территорию ОКБ, где предполагалось начать его переоборудование в самолет Т8-1Д, который должен был стать прототипом для серии.

Самым большим событием 1976 года стал выход в свет Постановления ЦК КПСС и Совета Министров Союза ССР от 29 июня №519-177.

Наконец-то создатели Т8 и сам самолет официально «вышли из подполья», самолет получил гражданство и свое будущее название Су-25. В Постановлении Министерству обороны (ВВС) предписывалось в 1-ом квартале 1977 года выдать ОКБ П. О. Сухого официальные ТТТ на самолет, а ОКБ должно было предъявить самолет на государственные испытания во 2-ом квартале 1978 года. Закончить Государственные испытания предписывалось в 4-ом квартале 1980 года.

В ОКБ к этому времени был завершен выпуск рабочей документации по доработке Т8-1 в Т8-1Д и для серии, и в конце года ее комплект был передан на серийный авиазавод им. Г. М. Димитрова в г. Тбилиси, где с начала года шла подготовка к серийному выпуску самолета. В начале 1977 года были закончены госиспытания новой титановой брони на основе сплава ВТ-20 (АБВТ-20), и в ОКБ, с учетом этих работ, в мае 1977 года была проведена защита эскизного проекта и макетная комиссия ВВС по доработанному проекту самолета Су-25 с двигателями Р-95Ш, цельнобронированной сварной кабиной из АБВТ-20 и встроенной пушечной установкой ВПУ-17 с двуствольной 30-мм пушкой ГШ-2-30 (АО-17). Комплект рабочей документации по Т8-1Д для серийного производства был доработан с учетом замечаний макетной комиссии и передан в производство.

Доработки на самолете Т8-1 несколько затянулись, т. к. включали теперь полную переделку носовой части фюзеляжа (НЧФ), с установкой титанового кабинного блока с цельнобронированной сварной кабиной из титановой брони АБВТ-20, встроенной стремянкой и отсеком под 30-мм пушку ГШ-2-30, расположенным с левой стороны НЧФ; установку новых двигателей Р-95Ш и соответствующую доработку мотогондол; замену консолей крыла на новые, с большим размахом и контейнерами ТЩ на законцовках; а позднее — и доработку хвостовой части фюзеляжа (ХЧФ) с изменением внешних обводов под блоки выброса ИК-ловушек и дипольных отражателей и также доработку всех систем самолета.

Первым на испытания после доработок вышел самолет Т8-2, получивший теперь индекс Т8-2Д. В ноябре 1976 года его вновь перевезли на ЛИС, а 7 декабря 1976 года летчик-испытатель ОКБ В. С. Ильюшин облетал самолет после доработок. С января 1977 года на нем началось выполнение длительной программы ЛКИ, основной целью которых было снятие ЛТХ с новыми двигателями. Но первые полеты в декабре 1976 года принесли новые заботы. В обоих полетах 7-го и 17-го декабря В. С. Ильюшин неизменно отмечал, что на самолете существует тряска в хвостовой части и самолет «ходит» за ручкой управления двигателем (РУД), то есть при подаче ручки газа вперед (на увеличение тяги) самолет начинает кабрировать. Всего этого не было раньше ни на Т8-1, ни на Т8-2.

Ряд наземных экспериментов привел к выводу, что струя газов от двигателя Р-95Ш, имеющего в 1,5 раза большую взлетную тягу, касается нижней поверхности стабилизатора, а вектор тяги двигателя проходит в нескольких сантиметрах ниже центра тяжести самолета. Это и приводило к тем явлениям, о которых докладывал Владимир Сергеевич после полетов. Двигателистов попросили «сломать» сопло и отклонить его ось вниз на 2°. Это уже отодвигало струю от стабилизатора, и вектор тяги стал проходить через центр тяжести самолета. Но для большей гарантии самолетчики изменили угол поперечного «V» горизонтального оперения (ГО). До февраля 1977 года ГО имело поперечное «V»=-5°, то есть концы оперения были опущены вниз.

Поскольку ГО было конструктивно выполнено неразъемным и имело симметричный профиль, его развернули на 180° вокруг продольной оси самолета и поперечное «V» стало +5°.

После этих доработок, которые были выполнены в феврале 1977 года, тряска и «хождение за РУДом» исчезли. Кроме этого, в 1977 году были продолжены испытания по устранению недостатков в характеристиках устойчивости и управляемости самолета. В частности, для снижения усилий на ручке управления в поперечном канале была разработана и опробована в ходе ЛИ система бокового управления — СБУ-8, выполнялись также другие доводочные полеты. В октябре 1977 года самолет участвовал в наземном показе авиатехники, устроенном на авиабазе (АБ) Кубинка. А к ноябрю 1977 года этап заводских летных испытаний на самолете Т8-2Д был успешно завершен. В дальнейшем, в течение 1978…1980 годов Т8-2Д достаточно интенсивно использовался при проведении ЛИ по отдельным программам для отработки систем управления и силовой установки, в частности по определению характеристик устойчивости и управляемости при использовании пружинных сервокомпенсаторов на элеронах и руле высоты, а также по исследованию устойчивости работы и предотвращению заглоханий и помпажа двигателей Р-95Ш при пусках НУРС.

К маю 1978 года в производстве были полностью закончены доработки на самолете Т8-1, получившем теперь обозначение Т8-1Д. 21 июня В. С. Ильюшин произвел облет машины, после чего, начиная с конца июня на нем началось выполнение программы госиспытаний. В начале июля 1978 оба самолета были перебазированы на АБ «Чкаловская», где вместе с другими новыми образцами авиатехники (Су-27, МиГ-29) они должны были быть показаны высшему руководству страны во главе с Л. И. Брежневым (Т8-1Д — на земле, а Т8-2Д — в полете, летчик — Е. С. Соловьев). Было выполнено несколько тренировочных полетов, но сам показ так и не состоялся, т. к. Л. И. Брежнев «Убыл на отдых».

Как уже упоминалось выше, Т8-1Д рассматривался как прототип серийного самолета, поэтому сразу по окончании его доработок, еще до облета, 9 мая он был официально предъявлен заказчику для проведения на нем этапа «А» государственных совместных испытаний (ГСИ). Основной объем работ на этом этапе был посвящен определению ЛТХ, характеристик устойчивости и управляемости самолета. Полеты выполняли летчики-испытатели ОКБ — В. С. Ильюшин, А. Н. Исаков, Н. Ф. Садовников, а от ГНИКИ ВВС — А. А. Иванов, В. В. Соловьев и В. Н. Музыка.

На 1-м этапе ГСИ проявились сложности в доводке до требуемого уровня характеристик безбустерной системы управления, встроенной пушечной установки и т. п. Кроме того, фронт работ на первых порах сильно сужало наличие лишь одной летной машины — Т8-1Д. Изначально предполагалось, что уже в 1978 году к ЛИ будут подключены еще 2 машины из головной партии предсерийных машин производства Тбилисского авиазавода. Но работы там велись с большим отставанием от графика, и эти 2 первые предсерийные машины сумели подключить к ГСИ лишь в 1979 году. В госиспытаниях участвовали лишь 3 машины в серийной компоновке: Т8-1Д, Т8-3 и Т8-4. Самолет Т8-2Д использовался при проведении госиспытаний только в качестве лаборатории для отработки отдельных систем.

Две первые предсерийные машины были изготовлены в Тбилиси в 1979 году. Облет первой из них совершил 18 июня летчик-испытатель ОКБ Ю. А. Егоров, а второй — 19 сентября 1979 года — В. С. Ильюшин. Полномасштабное серийное производство самолета было развернуто в следующем, 1980 году. А обе первые машины после выполнения на них программы заводских приемосдаточных испытаний, были своим ходом перебазированы на ЛИС ОКБ в г. Жуковском и после соответствующих доработок и оснащения КЗА также подключены к госиспытаниям: первая, получившая заводской индекс Т8-3, — начиная с августа, а вторая, Т8-4, — с декабря 1979 года.

1-й этап госиспытаний был официально завершен 30 мая 1980 года. В акте по итогам испытаний было отмечено: «Самолет и системы работоспособны и обеспечивают определение технических, летных и боевых характеристик. Объем определения основных летно-технических и боевых характеристик, выполненный на этапе «А», достаточен для предъявления самолета на этап «Б» ГСИ». Как достоинство Су-25 по сравнению с существующими типами самолетов отмечались мероприятия по повышению боевой живучести, а среди серьезных недостатков была отмечена неэффективность системы СБУ-8 в плане улучшения поперечной управляемости.

Уже в конце выполнения программы 1-го этапа ГСИ, в марте 1980 года, по личному указанию тогдашнего Министра обороны СССР, Маршала Советского Союза Д. Ф. Устинова, было решено провести специальные испытания Су-25 — в так называемых «особых условиях», под чем понимались испытания самолета в условиях ведения боевых действий в Афганистане. Эти испытания были проведены отдельно в период с апреля по июнь 1980 года, вне рамок 1-го этапа ГСИ, и по обещанию Главкома П. С. Кутахова должны были быть зачтены в этап «Б» ГСИ. Во исполнение указания Министра обороны после короткой подготовки 2 машины Т8-1Д и Т8-3, вместе с наземным экипажем, группой работников ОКБ (руководитель Ю. Ивашечкин) и летным составом (состоящим из четырех летчиков-испытателей), 16…18 апреля были перебазированы на высокогорный аэродром Шинданд (ДРА). На 2-х самолетах было выполнено 100 испытательных полетов, в т. ч. — 44 боевых.

В акте по результатам этих испытаний как большое достоинство самолета отмечались его хорошие взлетно-посадочные а также высокие маневренные и разгонные характеристики, обеспечивавшие возможность построения маневра для атаки целей в условиях ограниченного пространства (ущелий), широкую номенклатуру средств поражения и высокую точность их боевого применения. Серьезных недостатков по результатам этих испытаний отмечено не было.

Летом 1980 года, уже после начала работ по этапу «Б» ГСИ, спокойный характер ЛИ был нарушен трагическим событием: 23 июня 1980 года в испытательном полете на самолете Т8-5 (3-м серийном самолете производства Тбилисского авиазавода), предназначенном для передачи ЛИИ МАП для испытаний на штопор, разбился летчик-испытатель ОКБ Ю. А. Егоров. В ходе расследования причин катастрофы средства объективного контроля показали, что разрушение самолета в воздухе произошло из-за непреднамеренного превышения ограничений по перегрузке…

Но жизнь продолжалась, и практически без перерыва в ходе испытаний с 18 июня 1980 года начались работы по проведению 2-го этапа (этапа «Б») ГСИ. В ходе этих испытаний, проводившихся в сжатые сроки, с июля по декабрь 1980 года, основное внимание было уделено определению характеристик самолета при боевом применении. ЛИ проводились на 4 самолетах — Т8-1Д, Т8-3, Т8-4 и еще одном — серийном самолете Су-25, получившем индекс Т8-6 и подключенном к испытаниям с августа 1980 года. Полеты выполняли: от ОКБ — А. А. Иванов, от ГНИКИ ВВС — О. Г. Цой, В. В. Соловьев, В. Н. Музыка.

Госиспытания были официально закончены 30 декабря 1980 года. В акте по результатам ГСИ отмечалось, что из-за неготовности самолетов не удалось в полном объеме провести испытания Су-25 на штопор и отстрел ВПУ-17, но, в основном, самолет подтвердил заданный уровень ТТТ, и давалась рекомендация о запуске самолета в серийное производство и о принятии его на вооружение после устранения недостатков, выявленных в ходе ГСИ. Но разрешалось до принятия на вооружение поставлять самолеты в строевые части и эксплуатировать с рядом ограничений. Это позволило, начиная с июня 1981 года сформировать в составе ВВС отдельную штурмовую авиаэскадрилию (ОШАЭ), в которую были переданы первые 12 серийных самолетов. К этому периоду относится и появление первых снимков самолета в западной прессе. А первые публикации на Западе об испытаниях в СССР нового типа самолета, позднее идентифицированного как штурмовик Су-25, относятся к 1977 году, когда средствами спутниковой разведки США было обнаружено наличие на аэродроме Раменское нового самолета, которому было присвоено кодовое обозначение «RAM-J».

В ходе серийного выпуска самолета, по мере отработки различных вариантов оборудования, при испытаниях опытных машин в конструкцию его систем и агрегатов вносились отдельные доработки. В частности, по результатам анализа материалов статиспытаний и катастрофы самолета Т8-5, в конструкцию планера было внедрено усиление крыла, хвостовой части фюзеляжа и некоторых других частей планера. Почти одновременно на самолете стали устанавливать мотогондолы с удлиненным коком и удлиненную хвостовую балку фюзеляжа с установкой в ней блоков выброса ложных целей типа АСО-2В. Отдельные изменения и доработки вносились в различные системы самолета. На серийном самолете Т8-9 проводились испытания на устойчивость, управляемость, штопор и прочность. Самолет проходил испытания в ЛИИ им. М. М. Громова. Ведущим по испытаниям были А. И. Евстратов (устойчивость, управляемость, штопор) и К. В. Горячев (прочностные испытания). Основную часть полетов выполнил Герой Советского Союза Заслуженный летчик-испытатель А. А. Щербаков. Параллельно шли испытания машины Т8-10 (ведущий В. Л. Зайцев). На этом самолете отрабатывалась посадка на грунт и испытания по одностороннему открытию тормозных щитков.

Долгое время продолжались работы по устранению нестабильности характеристик управляемости в поперечном канале. Но кардинально решить эту проблему только путем применения различных сервокомпенсаторов не удалось, поэтому было решено в канале элеронов установить бустера БУ-45А и отработать их в летных испытаниях. После соответствующих доработок (на самолете кроме бустеров были установлены новые тормозные щитки и противобликовые перегородки рулежно-посадочных фар), в первой половине 1983 года на самолете Т8-11 (бортовой номер 66), позднее переданном в музей авиации в Монино и демонстрируемом ныне в его экспозиции, была проведена короткая программа заводских испытаний, по результатам которой установка бустеров, а также тормозных щитков повышенной эффективности и противобликовых перегородок рулежно-посадочных фар были рекомендованы в серийное производство.

На самолете Т8-11, также отрабатывалось применение контейнеров КМГ-У и возможность использования в качестве топлива дизельного топлива (эти испытания начали отрабатываться на самолете Т8-6 и уже специально для военных на машине Т8-11). Этот же самолет участвовал в испытаниях по программе «Астра» по применению графитового наполнителя для уменьшения заметности при облучении наземными РЛС. Позднее на базе серийного самолета Т8-12 проводились более глубокие испытания на заметность. В частности, самолет Т8-12 был покрыт специальным составом, поглощающим радиоволны. На нем была также применена специальная окраска самолета, которая уменьшает видимость самолета в оптическом диапазоне. На самолете Т8-12 отрабатывался новый подвесной контейнер постановки радиопомех Л-203.

Большой комплекс доработок был внедрен на самолете в серийное производство в 1986 году, — уже с учетом опыта его боевого применения в Афганистане. В частности, на самолете были установлены: бронешторки в кабине пилота, дополнительная система пожаротушения в хвостовом отсеке фюзеляжа, противопожарные экраны и маты из стеклоткани по бортам фюзеляжа в районе мотогондол. Позднее на самолете были установлены дополнительные блоки выброса ИК-ловушек на верхней части мотогондол.

В 1988 году самолет Су-25 был официально принят на вооружение ВВС. А еще позднее, уже после летных испытаний в 1989…1990 гг. на самолете Т8-15 (ныне демонстрируемом в экспозиции на Ходынском поле), на серийные самолеты стали устанавливать новые двигатели Р-195 с увеличенной тягой и уменьшенным ИК-излучением. Кстати, на международном авиасалоне в Ле Бурже в июне 1989 года демонстрировался именно этот самолет, но с бортовым номером 301. На самолете Т8-15 также отрабатывалось применение пикирующих мишеней ПМ-6 (4 мишени на 4,8 и 2,10 точках подвески).

Летные испытания двигателя Р-195 проводились на самолете Т8-14, на нем же одновременно отрабатывался отстрел ИК-ловушек. В ходе одного из полетов из-за неисправности топливной системы самолет Т8-14 разбился (летчик успел катапультироваться).

5. Операция «РОМБ»

Как уже упоминалось выше, часть испытаний проходила в Афганистане в «особых условиях» и эта программа получила название «РОМБ».

После состоявшегося в Министерстве авиапромышленности в начале апреля 1980 года совещания было принято решение направить группу самолетов Су-25 и Як-38 для оценки их боевых возможностей в условиях ДРА. Была сформирована команда, в состав которой входило около 60 специалистов ОКБ П. О. Сухого и ОКБ А. С. Яковлева и создана отдельная эскадрилья из самолетов Т8-1Д, Т8-3 и шести Як-38. Руководителем этой группы был назначен генерал-майор В. В. Алферов (заместитель начальника ГНИКИ ВВС по науке). До 16 апреля шла подготовка техники и снаряжения. В самолетах Т8-1Д и Т8-3 был заложен пенополиуретан в баки, заменена система госопознавания и снято лишнее контрольно-записывающее оборудование. На самолете Т8-3 отрегулировано прицельное оборудование.

В период с 16 по 18 апреля 1980 года испытательная группа перебазировалась в ДРА на аэродром Шинданд. Поскольку в команде, испытывавшей Су-25, летчиков было 4 человека, то они летали по двое: ведущий — Н. Ф. Садовников, ведомый — А. А. Иванов от ОКБ П. О. Сухого и В. В. Соловьев и В. Н. Музыка от ГНИКИ ВВС. Одновременно на аэродроме Шинданд находилась часть самолетов Су-17 под командованием подполковника Горбенко, которые прикрывали Су-25 во время их участия в боевых вылетах.

После первых полетов и постепенного привыкания летчиков к горным условиям было решено перейти к испытаниям по применению вооружения с самолетов Су-25. Но здесь не было, как на полигонах, соответствующего «креста», по которому обычно пилоты отрабатывают стрельбу и бомбометание. И первое время приходилось работать по каменным целям, веря на слово оценкам летчиков. Позднее был найден танковый полигон с кругом и крестом, где и проводилось бомбометание и стрельба НУРСами и из пушек и где была возможность проверки результатов.

На второй неделе пребывания группы в ДРА командование дивизии, на территории которой располагался аэродром Шинданд, стало привлекать самолеты Су-25 для боевых действий. Первоначально это были разведывательные полеты, с применением оружия по движущимся группам моджахедов с оружием. У специалистов по вооружению из ГНИКИ возникла идея проверить, как сработает авиабомба объемно-детонирующего действия в условиях высокогорья. В одном из полетов с применением ОДАБ раздался оглушительный взрыв, и в воздух поднялось черное облако. Как потом доложили пехотинцы, бомба угодила в склад с боеприпасами, который мгновенно «взлетел на воздух».

В канун 9-го мая проводилась большая операция под городом Фарах, которая получила впоследствии название Фарахской.

Пехота наткнулась на укрепрайон в горном ущелье, оставленный, как предполагали, еще со времен короля Дауда. Подход к нему был заминирован (на минах подорвалось две БМП) и пехоту встретил сильный огонь противника. А на каждом изломе дна ущелья находились ДОТы.

Были вызваны самолеты Су-25. Штурмовики действовали под прикрытием самолетов Су-17, при этом Су-17 становились в круг и барражировали вокруг района, а Су-25 атаковали. Самолеты заходили с вершины горы и ныряли в ущелье, в тыл врагу. Огонь корректировали с земли и с вертолетов. Работали по укрепрайону три дня, совершая по 3…4 вылета в день на пару летчиков (всего восемь вылетов в день), используя фугасные и бетонобойные бомбы и НУРСы. После такой обработки ущелья пехота взяла укрепрайон без единого выстрела.

Кроме Фарахской операции самолет Су-25 привлекался для других боевых действий, но менее масштабных по сравнению с нею. В частности, в одном из вылетов было уничтожено два замаскированных в глиняных дувалах «трофейных» танка, в другом случае были уничтожены машины моджахедов. Летчики также совершали «свободную охоту».

Одновременно с Су-25 в операции «РОМБ» участвовали и самолеты вертикального взлета и вертикальной посадки (ВВВП) Як-38. У них была своя программа летных испытаний, но судя по результатам, полученным в ходе эксплуатации самолетов Як-38 в высокогорных условиях и высокой температуры они оказались малопригодными к выполнению реальных боевых действий.

Вертикальный взлет, да еще с боевой нагрузкой они осуществить не могли, поэтому решено было проверить их со взлетом «по самолетному». Длина полосы аэродрома Шинданд составляла 2 300 метров, и Су-25 с четырьмя тоннами бомб взлетал с середины полосы, а «Яки», взлетая через 200…250 метров разбега с боевой нагрузкой до 500 кг, не могли набрать высоту и были вынуждены сбрасывать свою боевую нагрузку в конце ВПП. Практически постоянно, самолеты Як-38 сбрасывали боевую нагрузку, поскольку им не хватало тяговооруженности для разгона. Один из таких полетов чуть не окончился трагически, и летчик чудом остался жив в упавшем с высоты 15 метров взлетающем Як-38. После этого случая программу сравнительных испытаний самолета Як-38 решено было свернуть.

Штурмовик Су-25 прекрасно зарекомендовал себя в сложных условиях Афганистана и очень понравился сухопутным войскам. Самолет Су-25 показал прекрасные боевые качества в ходе операции «РОМБ», а также подтвердил свои высокие летно-технические характеристики, несмотря на высокогорные условия применения и большую температуру воздуха. Например, при выполнении одной из операций группа Су-25 и Су-17 должна была преодолеть высокий горный массив. Самолеты Су-25 в этих тяжелых условиях почти вертикально перелетели через гору, а Су-17 через некоторое время резкого набора высоты ушли в обход горы.

При взлете с большой боевой нагрузкой двух самолетов Су-25 ведомый решил перестроится слева направо (В. Н. Музыка). В результате самолет попал в спутную струю и его выбросило из нее с большим креном, высота при этом была 50 метров. Благодаря умелым действиям летчика, а также хорошим аэродинамическим характеристикам машины, летного происшествия не произошло и самолеты продолжили выполнение боевого задания.

Операция «Ромб» была завершена 6-го июня 1980 года. Весь накопленный опыт боевого применения в операции «РОМБ», сыграл положительную и немаловажную роль в дальнейшей нелегкой истории создания этой машины.

Список статей