Самолеты вертикального (укороченного) взлета и посадки

Самолеты вертикального взлета и посадки, летающие на крейсерских (горизонтальных) режимах полета как обычные самолеты, способны, как вертолеты, висеть в воздухе, а также взлетать и садиться вертикально. Для обеспечения режимов ВВП (вертикального взлета и посадки) на таком самолете необходимо иметь специальную силовую установку, обеспечивающую создание подъемной силы, превышающей вес самолета.
Стартовая вертикальная тяговооруженность (отношение подъемной силы, создаваемой двигателями, к весу самолета) современных СВВП находится в пределах 1,05-1,45.
В зависимости от того, каким образом создается подъемная сила на режимах ВВП и сила тяги на маршевых (крейсерских) режимах, можно провести классификацию СВВП (рис. 7.69).
Единая силовая установка (СУ) имеет в своем составе один или несколько подъемно-маршевых двигателей , которые на режимах ВВП создают вертикальную тягу, а на обычных режимах - маршевую тягу. Тяга создается либо воздушным винтом, либо струей газов реактивного двигателя. Изменение направления вектора тяги подъемно-маршевых двигателей может быть конструктивно обеспечено либо поворотом всего двигателя в нужном направлении, например относительно крыла или вместе с крылом, на котором они закреплены, либо за счет изменения направления струи (и вектора тяги) реактивного двигателя.

Принципиальная схема одного из возможных устройств, обеспечивающих изменение направления вектора тяги P с помощью скользящего козырька 1 , проиллюстрирована рис. 7.70.

Составная СУ включает в себя две группы двигателей: одна из них - для создания вертикальной тяги на режимах ВВП (подъемные двигатели ), другая - для создания маршевой тяги (маршевые двигатели ).
Комбинированная СУ также состоит из двух групп двигателей:подъемно-разгонных иподъемно-маршевых , которые (в большей или меньшей мере) участвуют в создании и вертикальной и маршевой тяги.

Выбор типа силовой установки существенным образом влияет на возможность решения специфических проблем, возникающих при проектировании СВВП, и определяет фактически его концепцию, аэродинамическую и конструктивно-силовую компоновку.
Двигатели 1 (рис. 7.71) создают подъемную силу (P=G /2 ), уравновешивающую силу тяжести G самолета. На режимах работы вблизи экрана 2 (поверхности ВПП) струи двигателей 3 создают вокруг самолета сложные течения, обусловленные взаимодействием отраженных от экрана газовых струй 4 с воздушными потоками 5 , текущими в воздухозаборники двигателей. Форма и интенсивность этих течений на

режимах висения вблизи экрана, взаимодействие этих течений с набегающим потоком на режимах ВВП и переходных режимах (от вертикального к горизонтальному движению) зависят от мощности, количества и расположения двигателей (т. е. от компоновки СВВП), что существенным образом влияет на аэродинамические и моментные характеристики СВВП, т. е. определяет его компоновку.
Воздействие газовых струй двигателей вызываетэрозию поверхности аэродрома , степень которой зависит и от типа двигателей, создающих подъемную силу, и от их расположения. Частицы поверхности аэродрома, вымываемые газовыми струями, вместе с высокотемпературными восходящими вверх течениями воздействуют на конструкцию СВВП и, попадая в воздухозаборники двигателей, снижают надежность их работы, ресурс и тяговые характеристики. С целью уменьшения влияния струй на поверхность аэродрома и на самолет часто применяется методика эксплуатации СВВП в режиме укороченного взлета и посадки (УВП), когда дистанции разбега и пробега составляют всего несколько десятков метров. Это позволяет также увеличить весовую отдачу СВВП за счет существенно меньших расходов топлива на режимах взлета и посадки.
Одной из основных проблем, возникающих при разработке СВВП, является обеспечение балансировки, устойчивости и управляемости их на режимах ВВП и переходных режимах, когда поступательная скорость равна нулю либо недостаточно велика для эффективной работы аэродинамических поверхностей, создающих балансирующие и управляющие силы и моменты.
Балансировка, устойчивость и управляемость СВВП на этих режимах обеспечивается либо рассогласованием (модуляцией) тяги двигателей, т.е. увеличением или уменьшением тяги одного двигателя по сравнению с другим, либо с помощью системы струйных рулей , либо комбинацией этих способов.

Рассогласование ΔP тяги (рис. 7.72) маршевых двигателей 3 приводит к возникновению момента рыскания ΔM y , рассогласование ΔP 1 первой группы подъемных двигателей 1 приводит к возникновению момента крена ΔM x . Рассогласование тяги ΔP 1 и ΔP 2 первой и второй группы подъемных двигателей 2 приводит к возникновению момента тангажа ΔM z .
Струйная система управления СВВП (рис. 7.73) включает в себя несколько удаленных от центра масс самолета на максимально возможное расстояние реактивных сопел (1, 5, 6 ), к которым с помощью трубопроводов 4 подводится сжатый воздух от компрессора подъемно-маршевого двигателя 3 . Конструкция сопла 1 позволяет регулировать расход воздуха и, следовательно, тягу. Конструкция сопел 5 и 6 позволяет изменять не только величину, но и направление силы тяги на противоположное (реверсировать тягу сопла).
При сбалансированном по тангажу (относительно оси Z ) самолете (сумма моментов сил тяги сопла 1 , подъемного 2 и подъемно-маршевого двигателя 3 относительно центра масс равна нулю) увеличение силы тяги сопла 1 вызовет кабрирующий момент, уменьшение - пикирующий.

Показанное на рис. 7.73 направление струй из сопел 5 и 6 приводит к кренению самолета на левое крыло и развороту влево.

Управление режимом работы двигателей и струйными рулями для изменения действующих на самолет сил и моментов на режимах ВВП и переходных режимах летчик осуществляет такими же рычагами управления, как и на обычном самолете, т. е. одновременно с созданием управляющих реактивных сил соответствующим образом отклоняются и аэродинамические рулевые поверхности (руль высоты, элероны и руль направления), которые, однако, не создают управляющих сил на малых (доэволютивных) скоростях поступательного движения самолета. С ростом скорости поступательного движения растут и силы на рулевых поверхностях и с помощью автоматики постепенно выключаются из работы системы струйного управления.

Здесь необходимо отметить, что на малых (доэволютивных) скоростях СВВП не обладает собственной устойчивостью, так как малы аэродинамические силы, способные возвратить его в исходное положение при случайных внешних воздействиях. Поэтому устойчивость СВВП на этих режимах (стабилизация его и поддержание состояния балансировки) обеспечивается включенными в систему управления средствами автоматики, которые, реагируя на угловые перемещения самолета при возмущениях, без вмешательства летчика с помощью струйных рулей возвращают самолет в исходное положение балансировки.
Мы перечислили здесь лишь некоторые проблемы формирования облика СВВП, решение которых уже на ранних стадиях проектирования требует взаимодействия проектировщиков различных специализаций.
К настоящему моменту в мире спроектировано, построено и испытано более 50 типов самолетов вертикального (укороченного) взлета и посадки. В большинстве проектов этих самолетов в основу были положены требования военного применения.
Первый отечественный боевой СВВП был создан в ОКБ им. А.С. Яковлева (см. раздел 20.2).
Преимущества СВВП, о которых мы упоминали в начале раздела 7.4, несомненно приведут к созданию СВВП, способных конкурировать с обычными самолетами при перевозках пассажиров и грузов на короткие и средние расстояния.

Гидроавиация

Работы по созданию самолетов, приспособленных для взлета с водной поверхности и посадки на нее, начались практически одновременно с работами по созданию самолетов, базирующихся на земле.
28 марта 1910 года первый полет нагидросамолете (от гидро... (греч. hydor - вода) и самолет) сoбственной конструкции совершил француз А. Фабр.
Исторически сложилось так, что у истоков отечественного воздухоплавания и авиации стояли офицеры военно-морского флота России. Первыми в мире они разработали тактику морской авиации, осуществили с воздуха бомбардировку вражеского корабля, создали проект авианосца, первыми пролетели в небе Арктики.

Географические и стратегические особенности театров военных действий того времени, протяженные морские границы на Балтийском и Черном морях, отсутствие специально оборудованных аэродромов для эксплуатации сухопутных самолетов и в то же время обилие крупных рек, озер, свободных морских пространств обусловили потребность создания морского самолетостроения в нашей стране.
Развитие гидроавиации началось с постановки сухопутного самолета на поплавки. Первые поплавковые гидросамолеты (рис. 7.74) имели два основных поплавка 1 и дополнительный 2 (вспомогательный) поплавок в хвостовой или носовой части.
В зависимости от того, каким способом обеспечивается базирование и эксплуатация самолета с поверхности акваторий (от лат. aqua - вода) - гидродромов , можно провести классификацию гидросамолетов (рис. 7.75).
Поплавковые схемы применяются в настоящее время для легких самолетов, хотя уже в 1914 году совершил первый полет четырехмоторный тяжелый самолет "Илья Муромец" (см. рис. 19.1), поставленный на поплавки по трехпоплавковой схеме с хвостовым поплавком, в 1929 году в перелете по маршруту Москва - Нью-Йорк самолета "Страна Советов" (см. рис. 19.7) 7950 км - от Хабаровска до Сиэтла самолет летел над водой, и на этом участке сухопутное шасси заменялось поплавковым по двухпоплавковой схеме .

Рост размеров и масс гидросамолетов и, как следствие, рост размеров поплавков позволил размещать в них экипаж и оборудование, что привело к созданию гидросамолетов типа "летающая лодка" однолодочной схемы и двухлодочнойсхемы - катамаран (от тамильского каттумарам , буквально - связанные бревна).
Интегральная схема наиболее целесообразна для тяжелых многоцелевых океанских гидросамолетов. Частично погруженное в воду крыло позволяет уменьшить размеры лодки и повысить аэрогидродинамическое совершенство гидросамолета.
Самолет-амфибия (от греч. amphibios - ведущий двойной образ жизни) приспособлен для взлета с земли и воды и посадки на них.
Таким образом, технические решения, обеспечивающие базирование и эксплуатацию самолета с водной поверхности, фактически определяют облик (аэродинамическую схему) гидросамолета.
Сложность и количество проблем, которые должны решить проектировщики при создании гидросамолета, существенно возрастают, поскольку помимо высоких аэродинамических и взлетно-посадочных характеристик обычного самолета должны быть обеспечены и заданные ТЗ мореходные качества.
Оценить мореходные качества гидросамолета позволяют методы научной дисциплины "Гидромеханика", изучающей движение и равновесие жидкостей, а также взаимодействие между жидкостями и твердыми телами, полностью или частично погруженными в жидкость.
Мореходные качества (мореходность) гидросамолета характеризуют возможность его эксплуатации в акваториях с определенными гидрометеорологическими условиями - скоростью и направлением ветра, направлением, скоростью движения, формой, высотой и длиной волн воды.
Мореходность гидросамолета оценивается предельным волнением акватории, при котором возможна безопасная эксплуатация.
Аналогично тому, как для оценки летных характеристик самолета (см. раздел 3.2.2) применяется международная стандартная атмосфера (МСА), для характеристики волнения акватории используется определенная шкала (математическая модель), устанавливающая связь между словесной характеристикой волнения, высотой волны и баллом (от 0 до IX) - степенью волнения .
В соответствии с этой шкалой, например, слабое волнение (высота волны до 0,25 м) оценивается баллом I, значительное волнение (высота волны 0,75-1,25 м) оценивается баллом III, сильное волнение (высота волны 2,0-3,5 м) оценивается баллом V, исключительное волнение (высота волны 11 м) оценивается баллом IX.
Мореходные качества (мореходность ) гидросамолета включают в себя такие характеристики гидросамолета, как плавучесть , остойчивость , управляемость , непотопляемость и т. п.
Эти качества определяются формой и размерами находящейся под водой водоизмещающейчасти (лодки или поплавка) гидросамолета, распределением масс гидросамолета по длине и высоте.
В дальнейшем при рассмотрении мореходных характеристик гидросамолета, если их без особой оговорки в равной мере можно отнести к лодке и поплавку, будем использовать термин "лодка". Плавучесть - способность гидросамолета плавать в заданном положении относительно водной поверхности.
Гидросамолет, как и любое другое плавающее тело, например судно, поддерживается на плаву архимедовой силой

Р = W ρ в g = G ,

Сила тяжести гидросамолета G приложена в центре масс самолета (ц.м.),сила поддержания (архимедова сила, сила воздействия вытесненной жидкости на лодку гидросамолета) Р приложена в центре масс вытесненного лодкой объема воды, или, по корабельной терминологии (которой широко пользуются проектировщики гидросамолетов), в центре величины (ц.в.).

Очевидно, что для обеспечения равновесия самолета на плаву (рис. 7.76) силы G и P должны лежать на прямой, соединяющей ц.м. и ц.в., в вертикальной продольной плоскости симметрии гидросамолета - диаметральной плоскости лодки (ДП). Очевидно также, что основная плоскость лодки (ОП) - горизонтальная плоскость, проходящая через нижнюю точку поверхности лодки перпендикулярно к диаметральной плоскости, и, соответственно, нижняя строительная горизонталь лодки (НСГ), строительная горизонталь самолета (СГС) и палуба 1 - верхняя поверхность лодки в общем случае не параллельны плоскости водной поверхности и линии соприкосновения поверхности воды с корпусом лодки гидросамолета W о L о .

Линия соприкосновения спокойной поверхности воды с корпусом лодки гидросамолета W о L о при полной взлетной массе и выключенных двигателях - грузовая ватерлиния (от голл. water - вода и lijn - линия). Грузовая ватерлиния (ГВЛ) при плавании в пресной воде не совпадает с ГВЛ при плавании в морской воде, поскольку плотность пресной речной или озерной воды ρ в =1000 кг/м 3 , плотность морской воды ρ в = 1025 кг/м 3 .
Соответственно,осадкаТ (расстояние от ГВЛ до самой нижней части лодки, характеризующее погружение лодки ниже уровня воды) при одинаковой взлетной массе гидросамолета в пресной воде будет больше, чем в морской.
Значения осадок носом и кормой определяют посадку лодки гидросамолета относительно поверхности воды - дифферент лодки (от лат. differens (differetis) - разница) - наклон ее в продольной плоскости, который измеряется углом дифферента φ 0 или разностью между осадками кормы и носа. Если разность равна нулю, говорят, что лодка "сидит на ровном киле"; если осадка кормы больше осадки носа - лодка "сидит с дифферентом на корму" (как показано на рис 7.76), если меньше - лодка "сидит с дифферентом на нос".
Остойчивость (аналог термина "устойчивость" в морской терминологии) при плавании - способность гидросамолета, отклоненного внешними возмущающими силами от положения равновесия, возвращаться в исходное положение после прекращения действия возмущающих сил.
Очевидно, что при плавании частично или вполне (полностью) погруженного в воду тела нет никаких других сил для возвращения его в положение равновесия, кроме силы тяжести G и равной ей силы поддержания Р . Следовательно, только взаимное положение этих сил определит остойчивость или неостойчивость плавающего тела, что иллюстрирует рис. 7.77.

Если центр масс тела расположен ниже центра величины (рис. 7.77,а), при отклонении от положения равновесия возникает стабилизирующий момент ΔМ = Gl , возвращающий тело в исходное положениеостойчивого равновесия .
Если центр масс тела расположен выше центра величины (рис. 7.77,в), при отклонении от положения равновесия возникает дестабилизирующий момент ΔМ = Gl , и тело не может самостоятельно возвратиться в исходное положение неостойчивого равновесия .
Если положение центра масс тела совпадает с положением центра величины (рис. 7.77,б ), тело находится в безразличном равновесии.
Следует отметить, что положение центра величины существенным образом зависит от формы погруженной части тела и угла отклонения его от исходного положения равновесия.
Остойчивость гидросамолета (как и остойчивость судна) принято определять взаимным положением центра масс и метацентра - центра кривизны линии, по которой смещается центр величины водоизмещающего тела при выведении его из равновесия.
Метацентр - от греч. meta - между, после, через - составная часть сложных слов, означающих промежуточность, следование за чем-либо, переход к чему-либо другому, перемену состояния, превращение и лат. - centrum средоточие, центр.
Различают поперечную и продольную остойчивость гидросамолета (при наклонении самолета соответственно в поперечной и продольной плоскостях).
Поперечная остойчивость. Рассмотрим случай поперечного наклонения - отклонение диаметральной плоскости лодки (ДП) от вертикали, например под воздействием порыва ветра.
Гидросамолет (рис. 7.78,а) находится на плаву в состоянии равновесия, сила тяжести G и сила поддержания Р равны, лежат в диаметральной плоскости, размер а определяет возвышение центра масс над центром величины.

От боковой составляющей порыва ветра V в (рис. 7.78,б ) возникнет кренящий момент М кр в , зависящий от скоростного напора, площади и размаха наветренной (обращенной в ту сторону, откуда дует ветер) консоли крыла, площади боковой проекции гидросамолета. Под действием этого момента самолет накренится на некоторый малый (будем считать - бесконечно малый) угол γ и новое положение лодки определит новую грузовую ватерлинию W 1 L 1 , плоскость которой наклонена на угол γ от исходной ватерлинии W о L о .
Форма подводной (водоизмещающей) части лодки изменится: объем, ограниченный в каждом поперечном сечении лодки фигурой 1 , выйдет из-под воды, а равный ему объем, ограниченный в каждом поперечном сечении лодки фигурой 2 , уйдет под воду. Таким образом, величина поддерживающей силы не изменится (Р = W ρ в g = G ) С о в точку С 1 . Точка М о пересечения двух смежных линий действия архимедовых сил при бесконечно малом угле γ между ними и является начальным метацентром .
Метацентрический радиус ρ 0 определяет начальную кривизну линии смещения центра величины лодки при крене.
Мерой поперечной остойчивости гидросамолета является значение метацентрической высоты h о = ρ о - а :
- если h о > 0 - лодка остойчива;
- если h о = 0 - равновесие безразличное;
- если h о < 0 - лодка неостойчива.
В рассмотренном примере h о < 0. Нетрудно видеть, что перпендикулярные к поверхности воды и равные силы Р и G будут составлять пару с плечом l , причем момент этой пары М кр G = Gl совпадает по направлению с возмущающим моментом М кр в и увеличивает угол крена. Таким образом, гидросамолет, показанный на рис. 7.78,б , при действии внешних возмущений не возвращается к исходному положению, т. е. не обладает поперечной остойчивостью.
Очевидно, что для обеспечения поперечной остойчивости центр масс должен находиться ниже самого низкого положения метацентра.
Большинство современных гидросамолетов выполнено по классической аэродинамической схеме с фюзеляжем - лодкой, которой придаются соответствующие формы для выполнения взлета с воды и посадки на воду, высокорасположенным крылом с установленными на нем или на лодке двигателями для максимального удаления их от водной поверхности с целью исключить при движении по воде заливание крыла водой и попадание ее в двигатели и на винты самолетов с винтомоторной силовой установкой, поэтому в большинстве случаев центр масс самолета выше метацентра (как на рис. 7.78,б ) и однолодочный гидросамолет в поперечном отношении неостойчив.
Проблемы поперечной остойчивости гидросамолета однопоплавковой или однолодочной схемы могут быть решены применением подкрыльных поплавков (рис. 7.79).

Подкрыльный поплавок 1 устанавливают на пилоне 2 по возможности ближе к концу крыла 3 .Опорные (поддерживающие) подкрыльные поплавки не касаются воды при движении гидросамолета на ровной воде 4 и обеспечивают остойчивое положение гидросамолета с углами крена 2-3° при стоянке,несущиеподкрыльные поплавки частично погружены в воду и обеспечивают стоянку без крена.
Водоизмещение поплавка выбирается таким образом, чтобы под воздействием ветра с определенной скоростью V в гидросамолет, находящийся на скате волны 5 , соответствующей предельному волнению акватории, заданному в ТЗ на проектирование, накренился на определенный угол γ . В этом случае восстанавливающий момент поплавка, определяемый поддерживающей силой поплавка Р п и расстояниемb п от диаметральной плоскости поплавка до диаметральной плоскости лодки, М п = Р п b п , должен парировать (уравновесить) кренящие моменты М кр в от ветра и М кр G от неостойчивой лодки.

Продольная остойчивость определяется такими же условиями, как и поперечная. Если под действием какого-либо внешнего возмущения гидросамолет (рис. 7.80) получит продольное наклонение от исходного положения, определяемого ватерлинией W о L о , например увеличение на угол Δφ дифферента на нос, это определит новую грузовую ватерлинию W 1 L 1 .
Объем лодки 1 выйдет из-под воды, а равный ему объем 2 уйдет под воду, при этом значение поддерживающей силы не изменится (Р = W ρ в g = G ) , однако центр величины сместится из исходного положения С 0 в точку С 1 . Точка М о * пересечения двух смежных линий действия поддерживающих сил при бесконечно малом угле Δφ между ними определит положение начального продольного метацентра .
Мера продольной остойчивости гидросамолета - продольная метацентрическая высота H о = R о - а .
Обеспечить продольную остойчивости гидросамолета проще, чем поперечную, в том смысле, что сильно развитая в длину лодка почти всегда обладает естественной продольной остойчивостью (H о > 0).
Отметим, что пикирующий момент от силы тяги двигателя, линия действия которой обычно проходит выше центра масс самолета, заглубляет носовую часть лодки, уменьшает угол начального дифферента, т. е. заставляет лодку принять некоторый дифферент на нос, что определит новую грузовую ватерлинию , которая называется "упорной" .
Гидростатические силы (силы поддержания), обеспечивающие плавучесть и остойчивость лодки в состоянии покоя, естественно, в большей или меньшей мере проявляются и в процессе движения по воде.
Весьма важной характеристикой гидросамолета, определяющей его мореходность, является способность преодолевать сопротивление воды и развивать необходимую скорость движения по воде при минимальных затратах мощности.
Гидродинамическая сила сопротивления воды движению лодки в режиме плавания определяется трением воды в пограничном слое (сопротивление трения) и распределением гидродинамического давления потока воды на лодку (сопротивление формы, связанное с образованием вихревых течений - его иногда называют водоворотным сопротивлением) и зависит от скорости движения (скоростного напора ρ в V 2 /2 ), формы и состояния поверхности лодки.
Здесь уместно напомнить, что плотность воды ρ в больше плотности воздуха на уровне моря примерно в 800 раз!
К этому сопротивлению добавляется волновое сопротивление, которое, в отличие от волнового сопротивления, связанного с необратимыми потерями энергии в скачке уплотнения при полете с закритическими скоростями (см. раздел 5.5), возникает при движении тела вблизи свободной поверхности жидкости (поверхности раздела воды и воздуха).
Волновое сопротивление - часть гидродинамического сопротивления, характеризующая затрату энергии на образование волн.
Волновое сопротивление в воде (тяжелой жидкости) возникает при движении погруженного или полупогруженного тела (поплавка, лодки) вблизи свободной поверхности жидкости (т. е. границы воды и воздуха). Движущееся тело оказывает добавочное давление на свободную поверхность жидкости, которая под влиянием собственной силы тяжести будет стремиться вернуться к исходному положению и придет в колебательное (волновое) движение. Носовая и кормовая части лодки образуют взаимодействующие между собой системы волн, оказывающие существенное влияние на сопротивление.
В режиме плавания равнодействующая сил гидродинамического сопротивления практически горизонтальна.
Форма водоизмещающей части гидросамолета (как и форма судна) должна обеспечить способность движения по воде с минимальным сопротивлением и, как следствие, с минимальными затратами мощности (ходкость судна , по морской терминологии).
При проектировании гидросамолетов (как и судов) для выбора форм и оценки гидродинамических характеристик используются результаты испытаний путем буксировки ("протаски") динамически подобных моделей в опытовых бассейнах (гидроканалах ) или в открытых акваториях.
Однако, в отличие от судна, комплекс характеристик мореходности гидросамолета значительно шире, основной из них является способность производить безопасные взлеты и посадки на взволнованной поверхности с определенной высотой волны, при этом скорости хода по воде гидросамолетов во много раз превышают скорости морских судов.
Благодаря особой форме днища лодки гидросамолета возникают гидродинамические силы, поднимающие носовую часть и вызывающие общее значительное всплытие лодки.
Следовательно, движение гидросамолета, в отличие от судна, происходит при переменном водоизмещении и угле дифферента лодки (фактически угле набегания водяного потока на днище, аналогичном углу атаки крыла). На скоростях движения по воде, близких к скорости отрыва при взлете, водоизмещение практически равно нулю - гидросамолет идет в режиме глиссирования (от франц. glisser - скользить) - скольжения по поверхности воды. Характерная особенность режима глиссирования заключается в том, что равнодействующая сил гидродинамического сопротивления воды имеет настолько большую вертикальную составляющую (гидродинамическую силу поддержания ), что лодка большей частью своего водоизмещающего объема выходит из воды и скользит по ее поверхности. Поэтому обводы (очертания наружной поверхности) лодки гидросамолета (рис. 7.81) существенно отличаются от обводов судна.

Основное отличие состоит в том, что днище (нижняя поверхность лодки, которая является основной опорной поверхностью при движении гидросамолета по воде) имеет один или несколькореданов (франц. redan - уступ), первый из которых, как правило, располагается вблизи центра масс гидросамолета, а второй в кормовой части. Прямые в плане реданы (рис. 7.81,а ) создают в полете значительно большее сопротивление, чем заостренные (стреловидные, оживальные) реданы (рис. 7.81,б ), гидродинамическое сопротивление и брызгообразование которых существенно меньше. Со временем ширина второго редана постепенно уменьшалась, межреданная часть днища стала сходиться в одной точке (рис. 7.81,в ) на корме лодки.

В процессе развития гидроавиации изменялась и форма поперечного сечения лодки (рис. 7.82). Лодки с плоским днищем (рис. 7.82,а ) и с продольными реданами (рис. 7.82,б ), слабокилеватые (т. е. с небольшим наклоном участков днища от центральной килевой линии к бортам - рис. 7.82,в ) и с вогнутым днищем (рис. 7.82,г ) постепенно уступали место килеватым лодкам с плоскокилеватым днищем (рис. 7.82,д ) или с более сложным (в частности, криволинейным) профилем килеватости (рис. 7.82,е ).
Здесь следует отметить, что гидросамолеты не имеют амортизаторов (см. раздел 7.3), способных поглощать и рассеивать энергию ударов при посадке на воду. Поскольку вода - практически несжимаемая жидкость, то сила удара о воду соизмерима с силой удара о землю. Основное назначениекилеватости - заменить собой амортизатор и при

постепенном погружении в воду клиновой (килеватой) поверхности при посадке смягчить посадочный удар, а также удары воды о днище лодки при движении на взволнованной поверхности воды.
Характерные обводы лодки современного гидросамолета представлены на рис. 7.83. Лодка имеет поперечную и продольную килеватость днища.
Поперечная килеватость лодки (или угол, образуемый килем и скулами) выбирается исходя из условий обеспечения приемлемых перегрузок на взлетно-посадочных режимах и обеспечения динамической путевой остойчивости.
Угол поперечной килеватости носовой части лодки начиная от первого редана β р н плавно увеличивается к носу лодки (на виде спереди А-А - наложенные сечения по носовой части лодки) таким образом, что формируется волнорез в носовой частим лодки, "разваливающий" встречную волну и уменьшающий волно- и брызгообразование.
Скула (линия пересечения днища и борта лодки) препятствует прилипанию воды к бортам. Для создания приемлемого волно- и брызгообразования применяют выгиб носовых скул , т. е. профилировку днища носовой части лодки по сложным криволинейным поверхностям.

Днище межреданной части лодки (на виде сзади Б-Б - наложенные сечения по кормовой части лодки) обычно плоскокилеватое - значение угла β р м постоянно. Углы поперечной килеватости на редане обычно порядка 15-30°.
Продольная килеватость лодки γ л = γ н + γ м определяется углом продольной килеватости носовой части γ н и углом продольной килеватости межреданной части γ м .

Длина, форма и продольная килеватость носовой части (γ н @ 0¸3° ), влияющие на продольную остойчивость и угол начального дифферента, выбираются такими, чтобы исключить зарывание носом и заливание палубы водой при высоких скоростях хода.
Продольная килеватость межреданной части (γ м @ 6¸9° ) выбирается так, чтобы обеспечить устойчивое глиссирование, посадку на сушу при максимально допустимом угле атаки и сход на воду (для самолета-амфибии) по существующимслипам (англ. slip , букв. - скольжение) - уходящим в воду наклонным береговым площадкам для схода амфибии на воду и выхода на берег.
При достаточной продольной килеватости межреданной части отрыв при взлете с воды может происходить "с подрывом" (увеличением угла атаки) на максимально допустимом коэффициенте подъемной силы.
Отрыв с воды при взлете осложнен тем, что кроме сил сопротивления воды движению лодки, рассмотренных выше, между днищем лодки и водой действуют силы сцепления (подсасывания), особенно в задней части лодки.
Назначение редана - уничтожить подсасывающее действие воды (подсос) при разбеге, уменьшить этим сопротивление воды, дать возможность лодке "отлипнуть&qu

Истребитель-бомбардировщик 5-го поколения F-35 B снабжён отдельным двигателем для вертикального взлёта и посадки.

По компоновочной схеме

История создания и развития СВВП

Разработка самолётов ВВП началась впервые в 1950-х годах , когда был достигнут соответствующий технический уровень турбореактивного и турбовинтового двигателестроения, что вызвало повсеместную заинтересованность в самолётах этого типа как среди потенциальных военных пользователей, так и в конструкторских бюро . Значительным импульсом в пользу развития СВВП послужило и широкое распространение в ВВС различных стран скоростных реактивных истребителей с высокими взлётными и посадочными скоростями. Такие боевые самолёты требовали длинных взлётно-посадочных полос с твёрдым покрытием: было очевидно, что в случае масштабных военных действий значительная часть этих аэродромов, особенно прифронтовых, будет быстро выведена из строя противником. Таким образом, военные заказчики были заинтересованы в самолётах, взлетающих и садящихся вертикально на любую небольшую площадку, то есть фактически независимых от аэродромов. В значительной мере благодаря такой заинтересованности представителей армии и флота ведущих мировых держав были созданы десятки опытных самолётов ВВП разных систем. Большинство конструкций было изготовлено в 1-2 экземплярах, которые, как правило, терпели аварии уже во время первых испытаний, и дальнейшие исследования над ними уже не проводились. Техническая комиссия НАТО , огласившая в июне 1961 года требования к истребителю-бомбардировщику вертикального взлёта и посадки, дала тем самым импульс развитию сверхзвуковых самолётов ВВП в западных странах. Предполагалось, что в 1960-х - 70-х годах странам НАТО потребуется около 5 тыс. таких самолётов, из которых первые войдут в эксплуатацию уже в 1967 году. Прогноз такого большого количества продукции вызвал появление шести проектов самолётов ВВП:

• P.1150 английской фирмы «Хоукер-Сиддли » и западногерманской «Фокке-Вульф »;
• VJ-101 западногерманского Южного Объединения «EWR-Зюд» («Бельков », «Хейнкель », «Мессершмитт »);
• D-24 нидерландской фирмы «Фоккер » и американской «Рипаблик »;
• G-95 итальянской фирмы «Фиат »;
• Мираж III V французской фирмы «Дассо »;
• F-104G в варианте ВВП американской фирмы «Локхид » совместно с английскими фирмами «Шорт» и «Роллс-Ройс ».

После того как все проекты были утверждены, должен был состояться конкурс , в котором из всех предложенных должны были выбрать лучший проект для запуска в серийное производство , однако, ещё до предоставления проектов на конкурс стало ясно, что он не состоится. Оказалось, что каждое государство имеет свою собственную, отличную от других концепцию будущего самолёта и не согласится на монополию одной фирмы или группы фирм. Например, английские военные поддержали не свои фирмы, а французский проект, ФРГ поддержала проект фирмы «Локхид» и так далее. Однако итоговой каплей стала Франция заявившая, что независимо от результатов конкурса будут работать над своим проектом самолёта «Мираж» III V.

Политические, технические и тактические проблемы повлияли на изменение концепции комиссии НАТО, которая разрабатывала новые требования. Началось создание многоцелевых самолётов. В этой ситуации только два из представленных проектов вышли из стадии предварительного проектирования: самолёт «Мираж» III V, финансируемый французским правительством, и самолёт VJ-101C, финансируемый западногерманской промышленностью. Эти самолёты были изготовлены соответственно в 3 и 2 экземплярах и подверглись испытаниям (4 из них погибли в катастрофах) до 1966 и 1971 годов. В 1971 году по заказу командования авиации ВМС США начались работы над третьим сверхзвуковым самолётом ВВП в западных странах - американским XFV-12A.

В итоге, лишь созданный и производимый СВВП Си Харриер активно и успешно применялся, в т.ч. во время Фолклендской войны . Современной разработкой СВВП является американский F-35 , истребитель пятого поколения. В вопросе разработки F-35 в качестве СВВП компания Локхед Мартин применила ряд технологических решений, реализованных в Як-141 .

Программа СВВП в СССР и России

Преимущества и недостатки СВВП

История развития самолётов ВВП показывает, что до настоящего времени они создавались почти исключительно для военной авиации . Преимущества СВВП для военного применения очевидны. Самолёт ВВП может базироваться на площадках, размеры которых ненамного превышают его габариты . Кроме способности вертикального взлёта и посадки, самолёты ВВП обладают дополнительными преимуществами, а именно возможностью зависания, разворота в этом положении и полёта в боковом направлении в зависимости от используемых двигательной установки и системы управления. По отношению к другим вертикально взлетающим летательным аппаратам- например вертолётам - СВВП обладают несравненно большими, вплоть до сверхзвуковых (Як-141) - скоростями и в целом преимуществами, свойственными летательным аппаратам с неподвижным крылом. Всё это привело к увлечению идеей вертикально взлетающего самолёта, своего рода «буму СВВП» в инженерно-конструкторской и в целом авиационной областях в 1960-1970-е годы.

Прогнозировалось широкое распространение этого типа машин, предлагалось множество проектов военных и гражданских, боевых, транспортных и пассажирских СВВП различных конструкций (типичный для 70-х годов пример проекта пассажирского лайнера СВВП - Hawker Siddeley HS-141).

Однако, недостатки СВВП также оказались значительными. Пилотирование этого типа машин весьма сложно для лётчика и требует от него высочайшей квалификации в технике пилотирования. Особенно это сказывается в полёте на режимах висения и переходных - в моменты перехода из висения в горизонтальный полёт и обратно. Фактически, пилот реактивного СВВП должен перенести подъёмную силу, и, соответственно, вес машины - с крыла на вертикальные газовые струи тяги или наоборот.

Такая особенность техники пилотирования ставит сложные задачи перед пилотом СВВП. Кроме того, в режиме висения и переходных режимах СВВП в целом неустойчивы, подвержены боковому скольжению, большую опасность в эти моменты представляет возможный отказ подъёмных двигателей. Такой отказ нередко служил причиной аварий серийных и экспериментальных СВВП. Также к недостаткам можно отнести значительно меньшую в сравнении с самолётами обычной схемы грузоподъёмность и дальность полёта СВВП, большой расход топлива на вертикальных режимах полёта, общую сложность и дороговизну конструкции СВВП, разрушение покрытий взлётно-посадочных площадок горячим газовым выхлопом двигателей.

Указанные факторы, а также резкое повышение на мировом рынке цен на нефть (и, соответственно, авиационное топливо) в 70-годах 20-го века привели к практическому прекращению разработок в области пассажирских и транспортных реактивных СВВП.

Из множества предложенных проектов реактивных транспортных СВВП практически был завершён и испытан лишь один [ ] самолёт Dornier Do 31 , однако и эта машина серийно не строилась. Исходя из всего вышеизложенного, перспективы широких разработок и массового применения реактивных СВВП очень сомнительны. В то же время, существует современная конструкторская тенденция к отходу от традиционной реактивной схемы в пользу СВВП с винтомоторной группой (чаще - конвертопланов): в частности, к таким машинам относится производящийся серийно в настоящее время Bell V-22 Osprey и разрабатываемый на его основе

Ефим Гордон

Из развитых стран мира только немногие могли себе позволить разработку самолетов вертикального взлета и посадки и ведение исследований по этой тематике. Среди них оказался Советский Союз. Выделяя большие финансовые средства на разработку вооружений, он не мог допустить отставания в этой области.

Первые работы советских ученых в области вертикального взлета относятся к концу 40-х годов. В середине 50-х начались практические исследования с помощью управляемого стенда, получившего название «Турболет». Стенд был изготовлен в ЛИИ и представлял собой ферменную конструкцию на четырех амортизационных стойках с вертикально установленным двигателем РД-9Б. На четырех консолях установили струйные рули реактивного управления летающей платформой. В кабине летчика располагались обычные для самолета органы управления (ручка, педали, РУД). Топливная система состояла из двух баков общей вместимостью 400 л. Взлетная масса «Турболета» составляла 2340 кг, габариты 10* 10*3,8 м, тяга двигателя 2835 кгс. Испытания платформы проводил летчик-испытатель ЛИИ Юрий Гарнаев. В хорошую безветренную погоду управлять «Турболетом» было довольно легко. При ветре до 12 м/с были несколько усложнены взлет и посадка, так как нечем было парировать снос. Но и эту проблему решили, наклоняя стенд в сторону сноса. Гарнаев сделал заключение, что при хорошей тренированности летчика даже при ветре полет на «Турболете» не является сложным. Обычно посадка производилась на большой металлический лист, но однажды удалось приземлить платформу и на хороший травяной грунт в Тушино. На «Турболете» была установлена и первая в Советском Союзе автоматика управления полетом, но она не очень существенно облетала работу пилота и, по отзыву Гарнаева, вполне могла быть исключена из системы управления платформой. Кроме Гарнаева на стенде летали и другие летчики ЛИИ – Ф. Бурцев, Г. Захаров и С. Анохин.

В то же время (1955-1956 гг.) в ЛИИ проводились и другие работы по этой тематике. На летающей лаборатории МиГ-15 исследовали управляемость самолета при малых скоростях на режимах вертикального подъема («свечках»). Влияние реактивной струи на грунт и бетонное покрытие взлетно-посадочной полосы исследовали с помощью установленного в вертикальное положение самолета МиГ-17 с двигателем ВК-1.

После того как английская фирма «Шорт» испытала самолет вертикального взлета SC-1, задание на разработку аналогичной экспериментальной машины получило ОКБ Яковлева. Срок на постройку и испытания назначили минимальный – 4-5 лет. Проблема осложнялась тем, что для вертикального взлета и посадки вектор тяги силовой установки самолета должен был проходить через центр масс машины. Единственным приемлемым тогда оказался вариант размещения двигателя в носовой части фюзеляжа. При этом нужно было использовать специальные сопловые поворотные насадки, которые позволяли изменять вектор тяги от горизонтального до вертикального положения и наоборот.

Для силовой установки первого советского самолета вертикального взлета и посадки, получившего название Як-36 или изделие «В», выбрали два двигателя Р27-300 с тягой каждый по 6350 кгс, разработанные в ОКБ Туманского для перспективного истребителя Ми Г-23. Проблему управления самолетом на малых скоростях и режимах висения решили следующим образом. Кроме основных поворотных сопл машина имела несколько струйных реактивных рулей, в которые поступал отбираемый от компрессора двигателя сжатый воздух. Причем один из рулей был вынесен вперед на длинной носовой балке, установленной над воздухозаборником, другие находились на крыльях самолета и в его хвостовой части.

Уникальная конструкция потребовала длительных лабораторных исследований. В постройку заложили четыре прототипа, один из которых предназначался для статических испытаний. После изготовления первого опытного экземпляра (бортовой номер 36) его передали в ЦАГИ для продувки с работающими двигателями в аэродинамической трубе. Летные испытания планировалось проводить на втором и третьем экземплярах (бортовые номера 37 и 38).

Рис. 2. Як-36 в аэродинамической трубе ЦАГИ

Рис. 3. Подготовка к полету самолета Як-36 № 2

Рис. 4. Як-36 № 3 в полете

Рис. 5. Летчик-испытатель В. Мухин у самолета Як-36

К наземным испытаниям Як-36 приступили в 1962 г. Ведущим летчиком-испытателем был назначен Юрий Гарнаев, работавший в ЛИИ и имевший большой опыт полетов на «Турболете». Первоначально самолет фиксировали на специально построенном стенде на высоте до 5 м. Таким образом, не рискуя пилотом и машиной, искали технические решения по уменьшению вредного влияния горячих газов на планер и силовую установку.

В январе 1963 г. Як-36 был готов к летным испытаниям. Первый вылет на нем совершил Гарнаев. Сначала опытная машина делала небольшие пробежки по полосе и вертикальные подлеты на малую высоту. Неожиданно в самом разгаре испытаний Гарнасва (как хорошего пилота-вертолетчика) командировали во Францию для тушения пожаров с вертолета Ми-6. Испытателем на Як-36 был назначен летчик из ОКБ Валентин Мухин. После трагической гибели Гарнаева Мухину пришлось взвалить на себя всю тяжесть испытаний «вертикалки». А для ее освоения требовалось время. Первый полет на изделии «В» Мухин выполнил 27 июля 1964 г.

В апреле-августе 1965 г. отрабатывался режим висения самолета. Управление машиной осуществлялось на режимах вертикального взлета и посадки как с помощью системы автоматики, так и вручную. Оказалось, что при выходе из строя автоматизированной системы управления ручное управление позволяет сбалансировать самолет. Полная программа испытаний Як-36 длилась девять месяцев. За это время (как и во время испытаний на стенде) машина неоднократно дорабатывалась. Для предотвращения попадания горячих газов на вход воздухозаборника под фюзеляжем установили отклоняемый при взлетах и посадках защитный щиток большой площади. Впрочем, эту проблему не удалось решить до конца и на вертикально взлетающих самолетах более поздних конструкций.

Сенсационным оказался показ третьего прототипа Як-36 на авиационном параде в июле 1967 г. в Домодедове, Мухин, выполнив «вертикальный танец» перед зрителями и горизонтальный круговой полет, мягко приземлил машину, вызвав восторг у присутствующих и небывалый интерес у многочисленных иностранных гостей. Однако мало кто знал, что за день до парада, во время генеральной репетиции, этот же летчик потерпел небольшую аварию на втором опытном экземпляре. Организаторы праздника и фирмы предусмотрели такой вариант и подготовили к публичному показу две машины. За несколько дней до репетиции пару Як-36 с бортовыми номерами 37 и 38 переправили в Домодедово и поставили на отдаленной стоянке аэродрома.

Для парада под крыльями Як-36 подвесили два блока НУРС УБ-16-57. По проекту предполагалось установить и спаренную пушку ГШ-23. Но самолет был чисто экспериментальным и не мог применяться для военных целей. Летные характеристики машины оказались невысокими, да и силовая установка не позволяла установить нормальную боевую нагрузку. При взлетной массе 11700 кг (без боевого снаряжения) максимальная скорость составляла 1009 км/ч, потолок – 12 000 м, дальность полета – всего 370 км.

Летные испытания Як-36 показали, что при выбранной схеме силовой установки все же слишком сложной оказалась балансировка самолета на режиме вертикального взлета и посадки, а также на переходном режиме к горизонтальному полету. Поэтому после демонстрации машины на параде в Домодедове дальнейшие работы по ней прекратили (первый прототип впоследствии передали для музейной экспозиции в Монино), а с 1968 г. начали разработку нового самолета с комбинированной силовой установкой.

На этот раз работы носили исключительно целевой характер. В постройку были заложены новые авианесущие крейсеры (именно так в Советском Союзе решили называть авианосцы), и к моменту спуска на воду первого из них должна была быть построена опытная партия палубных штурмовиков. Бригаду ОКБ, приступившую к разработке нового изделия «ВМ», возглавил занимавший в то время должность заместителя главного конструктора С. Мордовии. Самолет получил название ЯК-36М. Среди работников ОКБ Яковлева нет однозначного подтверждения того, что обозначает индекс «М». Большинство считает, что этот символ соответствует «морскому» варианту. Однако встречается также мнение, что «М» в названии самолета и изделия расшифровывается по традиции как «модернизированный».

Рис. 6. Схема самолета Як-36

Рис. 7. Демонстрация самолета Як-36 во время авиационного парада в Домодедове

Рис. 8. Стенд для испытания силовой установки

Рис. 9. Первый прототип ВМ-01

Рис. 10. ВМ-02 на стенде

Новая силовая установка изделия «ВМ» имела принципиально иную схему. Двигатели разделили по направленности тяги. Основной подъемно- маршевый двигатель участвовал в режиме взлета и посадки путем поворота специальных насадок на сопле в вертикальное положение. На этом же режиме включались и два подъемных двигателя, располагавшиеся друг за другом за кабиной пилота под небольшим углом к вертикальной оси с наклоном вперед. После вертикального взлета при переходе к нормальному самолетному режиму тяга подъемных двигателей уменьшалась до полного выключения (в горизонтальном полете), а поворотные насадки сопл подъемно-маршевого двигателя постепенно переводились в горизонтальное положение. В связи с тем что при ручном управлении силовой установкой на взлетно-посадочном режиме достичь нормальной балансировки самолета было довольно трудно, решили этот процесс автоматизировать с помощью специально разрабатываемой системы автоматизированного управления САУ-36.

В качестве основного подъемно-маршевого двигателя решили применить доработанный Р27-300, который после модернизации стал официально называться Р27В-300 (изделие «49»). Он имел двухвальную схему и состоял из одиннадцатиступенчатого осевого компрессора (пять ступеней ротора низкого давления и шесть ступеней ротора высокого давления), кольцевой камеры сгорания, двухступенчатой турбины с охлаждаемыми лопатками сопловых аппаратов и рабочими лопатками первой ступени и криволинейного реактивного сопла с двумя поворотными сужающимися насадками, приводимыми во вращение двумя гидромоторами. Первоначально при испытаниях стендовая тяга немного превышала 6000 кгс, впоследствии (в процессе серийного производства самолетов Як-38) ее довели до 6800 кгс.

Подъемные двигатели типа РД36-35 были созданы в Рыбинском конструкторском бюро моторостроения (РКБМ) под руководством П. Колесова и прошли большой цикл испытаний на летающих лабораториях Т-58ВД (переделка первого прототипа перехватчика Су-15 н экспериментальный самолет короткого взлета и посадки), «23-31» (экспериментальный МиГ-21 с дополнительными подъемными двигателями, созданный с той же целью) и опытном истребителе ОКБ Микояна «23-01» с комбинированной силовой установкой. РД36-35 имели шепстиступенчатый компрессор и одноступенчатую турбину. При собственной массе 176 кг они обеспечивали максимальную взлетную тягу до 2350 кгс.

Рис. 11. ВМ-02

Рис. 12. ВМ-02 с ракетами Х-23

Рис. 14. Испытания Як-З6М на стенде

Рис. 13. Фюзеляж Як-З6М, подвешенный под летающую лабораторию Ту-16

На разработку нового проекта и подготовку первых рабочих чертежей ушел почти год. 10 января 1969 г. на опытном производстве ОКБ началась постройка летающей лаборатории ДЛЛ, предназначенной для отработки силовой установки в полетах с подцепкой под специально оборудованным самолетом-лабораторией Ту-16. Фюзеляж ДЛЛ должен был изготовить Саратовский авиазавод.

В этом же месяце, 23 января, заложили в стапель фюзеляж первого опытного экземпляра изделия «ВМ» (в ОКБ первый прототип Як-3бМ называли «ЭВМ», а также «ВМ-01»).

Постройка ДЛЛ длилась до конца мая, а 28 мая ее передали в ЦИАМ (Центральный институт авиационного моторостроения) для наземных испытаний. Они продолжались шесть месяцев (с конца 1969 г. по июнь 1970 г.), а в июле 1970 г. лабораторию передали для летных испытаний в ЛИИ.

14 апреля следующего года завершили постройку первого прототипа нового самолета. Машину сразу же перевезли на летно-испытательный комплекс ОКБ в Жуковский. С середины 1970 г. начались наземные доводочные работы по самолету, длившиеся почти год. В мае – июле машину приподнимали над землей с помощью кабеля- крана и таким образом испытывали силовую установку и самолет в режиме висения. 22 сентября состоялся первый самостоятельный вертикальный подлет ЭВМ (ВМ-01), который совершил шеф- пилот фирмы В. Мухин. Второй подлет был выполнен через неделю – 29 сентября.

В течение 1970 г. шло интенсивное строительство второй опытной машины ВМ-02.5 октября закончили сборку самолета, а через 10 дней второй прототип перевезли в Жуковский. 24 и 25 ноября Мухин выполнил на нем первые скоростные рулежки и пробежки по взлетной полосе ЛИИ, а 25 декабря (по летной книжке В. Мухина 2 декабря) он же совершил первый подлет. В том же году началось строительство третьего опытного экземпляра Як-36М.

В 1971 г. шли доработки первых двух прототипов, а 29 марта закончили постройку третьей машины (в Жуковский се перевезли 17 мая). Первый горизонтальный полет ВМ-01 выполнил 25 мая. Через три недели, 16 июня, летчик Шевяков поднял в воздух ВМ-03, также выполнив «горизонталь», но при посадке самолет перевернулся и до июня 1972 г. находился в ремонте.

В первой половине 1972 г. шли интенсивные заводские испытания Як-З6М. К лету на государственные испытания нужно было предъявить две опытные машины. 25 февраля первый полет по полному профилю (так называют в ОКБ полет с вертикальным стартом, горизонтальным полетом и вертикальной посадкой) выполнил ВМ-02, а 20 марта такая же программа была осуществлена на ЭВМ (ВМ-01). С конца весны первый прототип стали дорабатывать под новый воздухозаборник, а это, в свою очередь, потребовало заново испытать систему управления самолетом.

К лету был восстановлен и третий прототип ВМ-03. 19 июня он совершил свой первый вертикальный взлет, а 1 августа – полет по полному профилю. В конце февраля этого же года была заложена в постройку и четвертая опытная машина ВМ-04.

Государственные совместные испытания (ГСИ), проводившиеся заказчиком (авиацией Военно-морского флота), Министерством авиапромышленности и ОКБ Яковлева, начались летом 1972 г. Они были разделены на два этапа – «А» и «Б». Испытания этапа «А» должны были проводиться с упрошенным составом оборудования. Оба этапа должна была пройти каждая из предъявленных машин. ВМ-02 начал проходить ГСИ 30 июня и закончил этап «А» 20 марта 1973 г. ВМ-03 поступил на испытания в сентябре 1972 г. и завершил этап «А» 10 марта следующего года. Построенный в конце января 1973 г. ВМ-04 в марте перевезли на лстно-испытательную станцию в Жуковский, а 1 апреля на нем начали также проводить госиспытания. Подключили к государственным испытаниям и первую опытную машину. Этап «А» для ЭВМ (ВМ-01) и ВМ-04 закончился 30 сентября. В это время уже полным ходом шли испытания этапа «Б» на втором и третьем прототипах, начавшиеся 11 апреля 1973 г.

Главным событием испытаний этапа «А» стала первая в истории советской авиации посадка самолета Як-36М на палубу большого противолодочного корабля-вертолетоносца «Москва», находившегося в открытом морс. Ее выполнил 18 ноября 1972 г. на второй опытной машине ВМ-02 летчик-испытатель Михаил Дексбах. А 22 ноября он на том же самолете совершил посадку по полному профилю, т. с. с вертикальным стартом с палубы корабля и вертикальной посадкой на палубу.

Рис. 15. Як-36М на ангарной палубе авианесущего крейсера «Киев»

Рис. 16. Приборная доска самолета Як-38

Рис. 17. Схема самолета Як-38

Рис. 18. Английский вертикально взлетающий палубный истребитель Бритиш Аэроспейс «Си Харриер» FRS.1

Рис 19. Як-38 над палубой корабля

Рис. 21. «Си Харриер» перед посадкой на палубу авианесущего корабля

Рис. 20. Английский палубный истребитель «Си Харриер» – ближайший «родственник» советского Як-38

Рис. 22. Вертикально взлетающий самолет корпуса морской пехоты США AV-8B

Рис. 23. Самолеты Як-38 на палубе авианесущего крейсера «Минск»

Для конструкторов, испытателей и военно- морских авиаторов эти дни стали большим праздником. Многие из них считают, что 18 ноября стал днем рождения советской палубной авиации.

1 ноября 1973 г. начались испытания по этапу «Б» ВМ-04, а 30 сентября 1974 г. по этому этапу завершились государственные испытания всех четырех опытных машин. Предварительное заключение, рекомендовавшее Як-36М к запуску в серийное производство, было подписано в 1973 г., но Саратовский авиазавод начал подготовку к выпуску этих машин еще в 1970-1971 гг. в процессе строительства на этом предприятии фюзеляжей третьего и четвертого прототипов.

Три самолета Як-36М первой серии были построены к концу 1974 г. Весной первая серийная машина была отправлена в Научно-испытательный институт ВВС в Ахтубинск, вторая – на доводочную базу Черноморского судостроительного завода (завод вел строительство авианесущих крейсеров типа «Киев»), третья – в ЛИИ. Выпущенная позже вторая серия уже насчитывала пять машин, а начиная с третьей каждая последующая серия включала 10 самолетов. На них устанавливались подъемные двигатели типа РД36-35ВФ (изделие «24»).

Рис. 24. Самолеты Як-38 на палубе

Рис. 25. Катапультирование из самолета Як-38

Рис 26. Вертикальный старт Як-38

Рис. 27. Як-38 взлетает после небольшого разбега

Первые серийные Як-36М в течение 1975- 1976 гг. проходили в основном наземные испытания. Отрабатывались приборы, стрелковые прицелы, другая бортовая аппаратура, а также испытывал ись варианты вооружения самолета. Так, например, на второй серийной машине в 1976 г. отлаживался стрелковый прицел АСП-17БМЦ, а восьмая машина третьей серии предназначалась для отработки другой модели прицела – АСП- ПДФ21 (с самолета МиГ-21ПФ).

Практически с самого начала проектирования изделия «ВМ» началась разработка его двухместного учебно-тренировочного варианта – изделия «ВМУ». Постройка «спарки» была задана правительственным постановлением от 28 декабря 1967 г. Рабочие чертежи «ВМУ» сдали в производство 30 июня 1971 г., а первый опытный прототип передали на летно-испытательную станцию в Жуковский 24 марта 1972 г. С апреля по март 1973 г. велась наземная отработка самолетных систем, а 23 марта машина впервые поднялась в воздух. Этап «А» государственных совместных испытаний закончился 24 октября 1974 г., но еще весной техническая документация была передана на Саратовский авиационный завод для постройки к середине 1975 г. первых двух серийных учебно-тренировочных машин.

Две машины первой серии были изготовлены в срок и в июне 1975 г. уже находились в испытательном центре авиации Военно-морского флота в г. Саки (Крым). В 1976 г. первая «спарка» второй серии проходила государственные совместные испытания этапа «Б», а вторую направили на статические испытания. Всего же вторая серия «ВМУ» насчитывала три самолета, а начиная с четвертой каждая серия учебно-тренировочных самолетов состояла из пяти машин.

После начала производства Як-36М на Саратовском авиазаводе каждый из серийных самолетов проходил короткие контрольные испытания, а затем либо направлялся на специальные испытания (проверка различных систем, оборудования и вооружения), либо использовался для подготовки летчиков военно-морской авиации. Так, например, три машины второй серии в ноябре 1975 г. находились на базе в г. Саки. На них обучались пилоты формировавшегося полка корабельной авиации. Командиром полка был назначен опытный летчик Феоктист Матковский, летавший до этого на истребителях и вертолетах авиации Военно-морского флота.

К весне 1975 г. первый советский авианесущий крейсер «Киев» был подготовлен к палубным испытаниям штурмовиков Як-36М. Первыми палубу «Киева» освоили заводские летчики-испытатели на ВМ-02. Отработка взлетов и посадок в открытом морс велась с марта по октябрь, а 15 декабря 1975 г. первую посадку на «Киев» совершил командир полка Ф. Матковский. Начался проиесс ввода в строй авианосца.

Рис. 28. Старт Як-38 с передвижной платформы

Рис. 29. Учебно-боевой двухместный самолет Як-38У

Рис. 30. Учебно-боевой двухместный самолет Як-38У

Рис. 31. Учебно-боевой двухместный самолет Як-38У

Летом 1976 г. первая сформированная эскадрилья палубных штурмовиков Як-36М перебазировалась на «Киев». В этом же году самолет приняли на вооружение под обозначением Як-38, а его учебно-тренировочный вариант стал называться Як-28У. В ангаре крейсера под палубой размешалось более 20 машин. Доставка подготовленных к полету самолетов производилась подъемниками. После полетов у машин складывали крылья и одну за другой опускали их в ангар.

Западная пресса начала серьезно писать о Як-38, после того как 15 июля 1976 г. авианесущий крейсер «Киев» пересек пролив Босфор и вышел в Средиземное морс. Самолет, которому присвоили кодовое название НАТО «Forger», называли Як-36МП, что было недалеко от истины. Обозреватели считали, что корабли класса «Киев» («Минск», «Новороссийск», «Баку») способны нести 12 боевых машин вертикального взлета и посадки. Реальная же вместимость советских авианосцев была значительно выше. «Киев» вышел в мировой океан «показать себя» – продемонстрировать возможности советского флота. Однако они были значительно ниже, чем этого хотелось советским руководителям.

Эксплуатация авиацией Военно-морского флота самолетов Як-38 началась во время испытаний первых серийных машин. Серийные палубные штурмовики направлялись с завода на две авиабазы – в Саки и в Североморск. Североморск являлся основной базой Северного флота, в состав которого собирались включить авианесущий крейсер. Кроме того, нужно было испытать самолет в условиях Крайнего Севера – зоны с низкой температурой воздуха и малопригодной для строительства большой сети аэродромов. Возможность Як-38 стартовать с небольших площадок или передвижных платформ предполагала его использование не только на корабле, но и в качестве самолета береговой обороны.

Почти все первые серийные штурмовики отправлялись в Саки. В середине 70-х годов они появились и на базе в Североморске. В августе – сентябре 1977 г. на эксплуатационных испытаниях гам находилось уже восемь самолетов. В декабре того же года при низкой температуре летали уже девять машин.

Западные фирмы, создававшие самолеты вертикального взлета и посадки, на своем опыте познали трудности испытания этих машин, кончавшиеся нередко авариями. Не стал исключением и Як-38. Первая серьезная авария произошла в Саратове на заводском аэродроме 4 апреля 1975 г., когда летчик-испытатель ОКБ Михаил Дексбах облетывал третью машину второй серии. Посадка была совершена с одним работающим двигателем, так как второй не запустился. Самолет получил столь серьезные повреждения, что в дальнейшем не восстанавливался.

4 марта 1976 г. там же, в Саратове, потерпел катастрофу Як-38 военного летчика полковника Хомякова. Самопроизвольно сработала система катапультирования СК-ЭМ. 9 апреля 1977 г. в Научно-испытательном центре ВВС в Ахтубинске случилась авария с первой серийной машиной.

пилотируемой полковником Пешковым. Еще через год, 6 июня 1977 г., произошла первая катастрофа в Североморскс из-за поломки одной из поворотных насадок сопла подъемно-маршевого двигателя. На следующий день в г. Саки капитан Новичков вынужден был катапультироваться из второй машины третьей серии – разорвалась одна из труб рулевого управления. Много аварий, начиная с октября 1978 г., произошло на крейсере «Минск». С января 1979 г. по сентябрь 1980 г. разбилось семь самолетов. Управляли ими не только военные летчики, но и пилоты фирмы. 27 декабря 1979 г. при выполнении взлета с палубы с коротким разбегом из-за неповорота сопловой насадки подъемно-маршевого двигателя упал в море двухместный Як-38У, пилотируемый Дексбахом и Кононенко. После катапультирования из воды Дексбаху повезло больше – он приземлился прямо на палубу. Кононенко пришлось воспользоваться спасательной экипировкой.

Однако для объективности необходимо сравнить статистику аварий английского самолета «Харриер» и советского Як-38. С 1969 по 1980 г. в эксплуатацию поступил 241 «Харриер». За этот период произошли 83 катастрофы, при которых 57 машин разрушились полностью и погибло 25 пилотов. С 1974 по 1980 г. в авиационных частях флота находились 115 Як-38, из которых 16 потерпели аварию (погибло четыре пилота). Поэтому вывод о надежности советского палубного штурмовика лучше делать с оглядкой на «Харриер».

Штурмовики Як-38 проходили войсковые испытания не только на Крайнем Севере и жарком Юге, но и в высокогорных условиях. Четыре машины в апреле 1980 г. были отправлены в Афганистан и находились там до середины лета. Летчик ОКБ Ю. Митиков вместе с несколькими военными пилотами отрабатывали взлеты, посадки, полеты по полному профилю в условиях низкого давления и высокой температуры окружающего воздуха. После испытаний сделали вывод о невозможности использования штурмовика с имеющейся силовой установкой в высокогорных условиях.

В процессе серийного производства Як-38 постоянно дорабатывался. Моторостроителям РКБМ и научно-производственного объединения «Союз» удалось повысить тягу подъемных и подъемномаршевого двигателей. Вместо РД36-35ВФ стали устанавливать РД36-35ВФР (изделие «28»), обозначение Р27В-300 с повышенной тягой не изменилось. До принятия решения о замене изделия «24» на изделие «28» в отсеке подъемных двигателей последние проходили испытания на нескольких Як-38 ранних серий (на вторую серийную машину, например, усовершенствованные ПД были установлены осенью 1976 г.).

Не была решена на самолете и проблема попадания на входы силовой установки раскаленных газов, отраженных от взлетной площадки. Сначала на нескольких серийных Як-38 отработали специальные отражательные ребра, располагавшиеся вверху фюзеляжа по бокам воздухозаборника отсека подъемных двигателей, а также под фюзеляжем, начиная с его середины (испытания проводились в ЛИИ и на базе в г. Саки). Затем эту доработку внедрили в серию. Кроме того, на ранее выпущенные машины также стали постепенно устанавливать ребра.

В процессе серийного выпуска Як-38 усовершенствовали и средства аварийного покидания самолета. Катапультируемое кресло КЯ-1 и систему СК-ЭМ заменили на кресло К-36ВМ и систему СК-ЭМП с расширенным диапазоном применения по скорости и высоте полета.

Конструкторы вместе с заказчиком много работали над вооружением Як-38. Самолет Як-38 оснащался бортовым комплексом вооружения, позволяющим его применять по наземным и морским целям днем и ночью, а также в случае необходимости – по воздушным целям в дневное время. Вооружение подвешивалось на четырех балочных держателях БДЗ-60-23Ф1, установленных в корневых частях крыла симметрично по два относительно оси самолета.

При атаке наземных и морских целей могли использоваться управляемые ракеты Х-23 совместно с аппаратурой радиокомандного наведения «Дельта НТ», реактивные неуправляемые снаряды, бомбы калибра до 500 кг, зажигательные баки ЗБ-500, а также спецвооружснне. Для уничтожения воздушных целей на пилонах могут подвешиваться самонаводящиеся ракеты Р-60 или Р-60М. Общая масса боевой нагрузки при вертикальном старте – до 1000 кг, при взлете с коротким разбегом – до 1500 кг.

Рис. 32. Учебно-боевой двухместный самолет Як-38У

Из-за невозможности размещения новых комплексов ассортимент управляемого ракетного оружия резко ограничили. Попробовали встроить спарен ную пушку ГШ-23 в фюзеляж самолета. Еще до завершения испытаний уверенные в успехе разработчики внесли изменение в раздел вооружения технического описания на серийные машины (по некоторым пушка считается элементом конструкции). Однако на испытаниях при стрельбе из встроенной ГШ-23 часто начинался помпаж двигателей, и от расположения пушки в фюзеляже пришлось отказаться. Оказалось возможным использование под крыльями Як-38 лишь подвесных пушечных контейнеров УПК-23-250.

Контроль применения оружия велся с помощью фотоконтрольного прибора СШ-45-100-ОС.

Еще во время государственных испытаний конструкторы и военные столкнулись с одной серьезной проблемой. Из-за зависимости взлетной массы от температуры окружающего воздуха ее приходилось ограничивать. Уменьшалась соответственно и масса боевой нагрузки. Для ее увеличения пришлось сократить запас топлива на самолете, а следовательно, и радиус действия. Чтобы сохранить нормальную боевую нагрузку и увеличить дальность полета, пришлось на первые серийные машины установить упрошенный комплекс оборудования и вооружения. Кроме того, начали испытывать Як-38 на взлете с коротким разбегом (ВКР) и посадке с малым пробегом. При коротком разбеге существенно увеличивались боевая нагрузка машины и дальность полета за счет экономии топлива. Испытания на взлет с коротким разбегом проводились на земле, затем в 1979 г. на авианесущем крейсере «Минск». Не обошлось без аварий: при отработке на «Минске» режима ВКР в условиях повышенной температуры и влажности в Индийском океане погиб летчик-испытатель ЛИИ Олег Кононенко.

Хотя основным заказчиком Як-38 являлся Военно-морской флот, предполагалось использование самолета и с сухопутных аэродромов. Удачным примером служил английский «Харриер». Всесторонние испытания Як-38 в наземных условиях подтвердили возможность его эксплуатации в сухопутных войсках. Значительно расширились возможности машины при ее эксплуатации с мобильных площадок. Площадка являлась своеобразным передвижным аэродромом. Местоположение такого аэродрома могло меняться несколько раз в течение суток. Взлет самолета с мобильной площадки не отличался от взлета с палубы корабля. Посадка могла осуществляться в другом месте. После взлета площадка могла складываться и транспортироваться тягачом.

Для изучения возможностей использования самолетов Як-38 на гражданских судах типа «Роро» (контейнеровозы) были проведены специальные испытания. На верхнюю палубу контейнеровоза дополнительно уложили взлетно-посадочную площадку размером 18x23 м из плит с металлическим покрытием К-1Д. Посадка на нее оказалась несложной. На контейнеровозе «Николай Черкасов» летчиками морской авиации была освоена методика посадки и взлета с такой площадки. Испытания показали, что такие теплоходы могут быть использованы для доставки самолетов Як-38 на тяжелые авианесущие крейсеры в отдаленные районы Мирового океана.

Ограниченный радиус действия штурмовика, отсутствие возможности установки нового оборудования, вооружения и ряд других серьезных недостатков заставили конструкторов ОКБ Яковлева искать пути модернизации самолета. С конца 70-х годов началась проработка нескольких проектов. По одному из них, получившему первоначально шифр «ВММ» («ВМ» модернизированный), предполагалось установить на машину усовершенствованные двигатели с повышенной тягой, доработать воздухозаборники, крыло, стабилизатор, сделать управляемой переднюю стойку шасси, а главное – сделать возможной подвеску дополнительных баков с горючим. Предполагалось также использование нового оборудования и расширение ассортимента применяемого вооружения. Но другому проекту, получившему шифр «39» (иногда его еще называли Як-39), намечались замена двигателей силовой установки на более мощные, увеличение площади крыла, размещение нового прицельно-навигационного комплекса ПРНК-39 и радиолокационной станции. Это позволило превратить самолет в полноценный истребитель (предполагалось создание нескольких модификаций, в том числе и ударного самолета). Несколько позже развернулись проектные работы и по изделию «48» (будущий Як-41М, или Як-141).

Рис. 33. Як-38 и перспективный сверхзвуковой вертикально взлетающий самолет Як-141

Рис. 34. Принципиальная компоновочная схема самолета Як-38

Опытный самолет ВМ-01

Учебно-боевой самолет Як-38У

Вертикально взлетающий самолет Як-38

Очень многое зависело от разработчиков двигателей. Научно-производственное объединение «Союз», возглавляемое О. Фаворским, заканчивало работы по новому подъемно-маршевому двигателю Р28-300 (изделие «59») с тягой на вертикальном режиме 6700 кгс. который представлял собой значительно доработанный Р27В-300 с новым ротором низкого давления и новым соплом. Ротор высокого давления, камера сгорания и турбина были взяты со старо»! модели. Конструкторам Рыбинского КБМ также удалось улучшить параметры подъемных двигателей. Новый ПД типа РД-38 имел тягу 3250 кгс. Эти двигатели и предполагалось использовать в силовой установке модернизированного Як-38.

В процессе проектирования улучшенного варианта самолета ему был присвоен новый шифр – изделие «82». В постройку заложили сразу несколько экземпляров: два – для летных испытаний («82-1» и «82-2»), один – для статических испытаний и еще один – в качестве летающей лаборатории J1J1-82 для испытания новой силовой установки.

Постройку двух опытных машин Як-38М (это название было присвоено модернизированному самолету) закончили в 1982 г. Не все ранее намечавшиеся улучшения удалось внедрить на новом палубном штурмовике. Практически полностью сохранив внешний вид прежней машины, Як-38М отличался от нес силовой установкой, воздухозаборниками, некоторыми изменениями в конструкции фюзеляжа и несущих поверхностей, поворотной передней стойкой шасси и возможностью установки подвесных топливных баков. Изменения коснулись состава оборудования и вооружения. В конце 1982 г., еще до начала испытаний, было принято решение о запуске изделия «82» в серийное производство.

Испытания, начавшиеся в 1983 г., проводились несколько лет. Летно-тактические характеристики Як-38М по сравнению с Як-38 улучшились. Взлетная масса при старте с коротким разбегом увеличилась до 11 800 кг, а максимальная нагрузка на внешних узлах подвески до 2000 кг. При вертикальном взлете с нагрузкой 750 кг дальность полета увеличилась до 410 км, а при взлете с коротким разбегом и нагрузкой 1000 кг до 600 км. Новая модель палубного штурмовика сменила предыдущую на конвейере Саратовского авиационного завода.

Весной 1984 г. начались испытания первого опытного экземпляра Як-38М («82-1») на тяжелом авианесущем крейсере «Минск» (летчик-испытатель Синицин). Самолет был принят на вооружение авиации флота, и с середины 80-х годов начались его поставки на корабли. И все же реализовать идею высокоэффективной боевой машины вертикального взлета и посадки не удалось. Большинство находящихся в эксплуатации самолетов Як-38М не удалось оснастить подвесными топливными баками, а расход топлива модифицированной силовой установки увеличился. Это означаю дальнейшее сокращение боевого радиуса действия штурмовика. По оценке главного конструктора самолета А. Звягинцева, при отсутствии подвесных баков Як-38М не имел никаких преимуществ перед штурмовым вертолетом Ка-29.

Летом 1989 г. Як-38 впервые публично был продемонстрирован в экспозиции авиационной выставки на Ходынке. До этого машину можно было увидеть и в авиационном музее Монино. Посетители авиасалона «Мосаэрошоу-92» могли увидеть Як-38У в полете в парс с вертолетом Ми-8, между ними был натянут флаг. Такой состав пары был вынужденным: вертолет заменил разбившийся до начала авиасалона во время тренировочного полета одноместный Як-38. Но москвичи, жители Жуковского и многие иностранные журналисты начиная с августа 1989 г. неоднократно наблюдали «танец» двух самолетов вертикального взлета и посадки во время празднования Дня авиации. Полеты выполняли летчики-испытатели ЛИИ.

Летом 1992 г. пилоты ОКБ А. Синицин и В. Якимов на аэродроме в Кубинке демонстрировали американским летчикам Аллану Принстону и Дэвиду Прайсу (оба бывшие пилоты военно- морских сил США. а сейчас – владельцы музея в Санта-Моникс, штат Калифорния) двухместный учебно-тренировочный самолет Як-38У. В Москву американцы приезжали по приглашению генерального конструктора ОКБ Александра Дондукова. Они стали первыми зарубежными летчиками, летавшими на Як-38.

Осенью того же года Як-38М демонстрировался на выставке в Фарнборо вместе со вторым экземпляром самолета Як-141. Однако в полетах Як-38 не показали, один лишь раз летал его «младший брат».

Проблемы, связанные с надежностью силовой.установки, системы управления, небольшая масса полезной нагрузки и малый радиус действия не позволили использовать первый советский палубный штурмовик в полную силу. Распад СССР и разделение Вооруженных сил в большой степени отразились на Военно-морском флоте. Ресурс многих Як-38 был уже исчерпан, большинство машин отправили на береговые базы. Саратовский авиазавод так и не смог наладить серийный выпуск подвесных топливных баков, а без них тактические данные самолетов резко снижались. Правительство России не смогло найти средства для восстановления ресурса палубных штурмовиков, которых выпустили более 200 экземпляров. В настоящее время все они законсервированы и их дальнейшая судьба неизвестна, так же как и нового перспективного сверхзвукового самолета вертикального взлета и посадки Як-141, созданного для замены Як-38 и не прошедшего даже (не по вине разработчиков) полного цикла испытаний.

Фирма, обладающая большим опытом создания самолетов СВВП, ищет заказчиков. Но найдутся ли они?

Летно-тактические характеристики самолета Як-38 (Як-36М)

Длина фюзеляжа без ПВД, м 15,47

Размах крыла, м:

в полетном положении 7,022

в сложенном положении 4.88

Площадь крыла с подфюзеляжной частью, м2 18,69

Высота самолета на стоянке, м 4,25

Колея шасси, м 2,76

База шасси, м 6,06

Масса пустого самолета, кг 7,484

Взлетная масса, кг

нормальная 10 400

максимальная 11 300

Масса боевой нагрузки, кг:

нормальная при вертикальном старте 1000

максимальная при коротком разбеге 1500

Максимальная скорость, км/м 1050

Практический потолок, м 11 000

Тактический радиус действия, км 185

Самолеты вертикального взлета и посадки привлекательны нетребовательностью к системе базирования, что делает их оружием гарантированного ответа и высокой гибкости применения.

Конец 60-х годов был важным периодом в развитии мировой авиации. Тогда создавались и принимались на вооружение качественно новые типы летательных аппаратов, большинство из которых концептуально определяют авиацию до сих пор. Одним из таких прорывных направлений был самолет вертикального (короткого) взлета и посадки (СВКВП). К началу 70-х определились мировые лидеры в новой сфере – Великобритания и СССР, сумевшие наладить серийное производство. В Советском Союзе головным конструкторским бюро по развитию этого класса стало ОКБ имени А.С.Яковлева.

Отечественный первенец, самолёт Як-38, был несовершенен и рассматривался как переходная модель. Его сменил качественно новый Як-41 , первый в мире сверхзвуковой СВКВП. По тактико-техническим данным он значительно превзошел британского конкурента «Харриер» самых последних модификаций и мог практически на равных бороться с новейшим на тот момент американским палубным истребителем-бомбардировщиком F/A-18А. При максимальной скорости1800 км/ч боевой радиус Як-41 при вертикальном взлете и полете к цели на дозвуковой скорости мог достигать400 км, а при взлете с коротким разбегом – до700 км.

Самолет Як-41 был оснащен многорежимной РЛС, по характеристикам близкой к РЛС «Жук» на . Имел встроенную 30-мм пушку, на подвеске нес корректируемые авиабомбы и ракеты, в том числе воздушного боя средней дальности Р-27 различных модификаций и малой дальности Р-73, «воздух-земля» Х-29 и Х-25, противокорабельные Х-35 и противорадиолокационные Х-31. Распад Советского Союза и последующие экономические неурядицы пресекли развитие отечественных СВКВП, с 1992 года финансирование этого направления в ОКБ имени Яковлева прекратилось.

Великобритания же начала поэтапную модернизацию своего СВКВП «Харриер». Первоначальный его вариант был почти равноценен Як-38, не имел бортовой РЛС, имел только неуправляемое оружие и сопоставимый с советским аналогом радиус боевого применения. В дальнейшем самолет подвергся глубокой модернизации.

К началу войны за Фолклендские (Мальвинские) острова в 1982 году принятый на вооружение флота «Си Харриер» FRS.1 уже был полноценной боевой машиной, мог использоваться как истребитель и штурмовик. 28 самолетов этого типа, действуя с авианосцев «Инвинсибл», «Гермес» и наскоро оборудованных площадок на берегу, в боях с аргентинскими ВВС сбили 22 машины, оказывали эффективную поддержку морским десантам в глубине обороны противника. Действия британской авианосной авиации продемонстрировали исключительное значение СВКВП при проведении морских операций.

«Харриер» различных модификаций до сих пор остается единственным серийным самолетом этого класса, он стоит на вооружении многих стран, в том числе США, Великобритании, Индии, Италии и Испании. За исключением Америки «Харриер» везде числится палубным самолетом. То есть в странах, не имеющих полноценных авианосцев, «Харриер» заменяет машины с обычным взлетом и посадкой.

Основные достоинства этого класса, прежде всего, заключаются в качественно более широких возможностях наземного базирования, которые позволяют значительно повысить боевую устойчивость группировки ВВС под ударами противника. Но пока эти преимущества нигде не использованы.

Всем рассредоточиться!

Опыт войн последних десятилетий показывает, что боевые действия начинаются с масштабного воздушного наступления. Первая подобная операция направлена главным образом на завоевание превосходства в воздухе. Важнейшей составной частью этого остается разгром авиации противника на аэродромах.

Ударами по базам достигается тройная цель: уничтожаются самолеты, разрушается аэродромная сеть, прежде всего взлетно-посадочные полосы (ВПП), и нарушается система тылового обеспечения ВВС, в частности ущерб наносится запасам топлива и боеприпасов, силам и средствам их подачи к самолетам. В результате если и удается сохранить часть авиации, она лишена боеспособности.

Самолеты вертикального взлета и посадки Як-41

Для стран, которые не предполагают первыми начинать военные действия, вопрос обеспечения боевой устойчивости авиации в районах базирования под массированными воздушными ударами является критически важным. Обеспечить эту устойчивость только за счет надежной системы ПВО весьма проблематично. Количество аэродромов ограничено, их местоположение и характеристики хорошо известны, поэтому агрессор может создать такую группировку ударных сил и средств, выбрать такой способ действий, которые позволят ему гарантированно преодолеть ПВО.

Ключевым условием обеспечения устойчивости ВВС является рассредоточение на запасные аэродромы . Однако у современных боевых самолетов с нормальным взлетом высокие требования по длине и качеству (например, прочности покрытия) ВПП. Такая полоса – это капитальное сооружение, которое долго строить и легко выявить современными средствами разведки. Если использовать в качестве аэродромов рассредоточения гражданские аэропорты и участки шоссе, проблему радикально не решить, так как их немного, особенно в районах со слабо развитой дорожной сетью.

Отсюда вытекает важнейший вывод: обеспечить боевую устойчивость группировок современной боевой авиации от упреждающих ударов противника возможно главным образом за счет радикального повышения возможностей ее рассредоточения.

Одним из весьма перспективных выходов из положения может стать принятие на вооружение СВКВП. При коротком взлете им достаточно полосы около 150 метров, при вертикальном – ровной площадки в несколько десятков метров. Лесная поляна или участок шоссе могут стать настоящим аэродромом. Требования к качеству покрытия также существенно ниже, поскольку динамические нагрузки при посадке и взлете СВКВП на поверхность значительно меньше, чем при обычном взлете. Принятие на вооружение самолетов вертикального и короткого взлета и посадки позволит значительно расширить систему базирования, повысить боевую устойчивость в целом .

Нельзя сбрасывать со счетов и существенные возможности СВКВП на море. В случае необходимости с их помощью можно увеличить количество авианесущих кораблей в составе любого флота. Впервые это продемонстрировала Великобритания в ходе конфликта на Фолклендах. В дополнение к двум имевшимся тогда авианосцам британцы в течение семи – девяти суток по американскому проекту АРАПАХО переоборудовали под носители «Харриеров» крупные контейнеровозы «Атлантик Конвейерз», «Атлантик Коузвей» и «Контендер Безант».

СВКВП обладают и рядом серьезных недостатков, не позволяющих полностью заменить самолеты с нормальным взлетом . Прежде всего, это меньшая на 15–30 % дальность полета даже при взлете с коротким разбегом. При вертикальном взлете радиус сокращается еще больше – в два-три раза и достигает всего 200–400 км. Меньше и боевая нагрузка из-за сложной и тяжелой двигательной установки. По оценке директора инженерного центра ОКБ имени А.С.Яковлева Константина Поповича, стоимость самолета с вертикальным и коротким взлетом и посадкой может быть в полтора раза больше.

Однако важно отметить, что нет причин и факторов, препятствующих созданию СВКВП, способного на равных бороться с обычными самолетами. Примером может стать разработка и принятие на вооружение американского СВКВП F-35 («Лайтнинг-2»). Машина выполнена с применением «стелс-технологий», при максимальной взлетной массе около 30 тонн имеет приличный боевой радиус около800 кми боевую нагрузку – около8000 кг. Правда, стоимость ее велика и для серийных изделий может составлять 70–100 млн. долларов.

Отмеченные достоинства и недостатки определяют нишу СВКВП в системе авиационного вооружения любого государства . В составе ВВС эти самолеты способны быть основой группировки гарантированного ответа, то есть той части авиации, которая после упреждающего массированного удара противника может принять участие в боевых действиях. Рассредоточение СВКВП малыми группами по множеству небольших, скрытых от разведки противника взлетных площадок, пусть и неважного качества, исключит поражение при первых ударах.

Во флотах, даже обладающих полноценными авианосцами, эти самолеты позволят значительно наращивать численность авианесущих кораблей, которые будут незаменимы при поддержании благоприятного оперативного режима в важных районах, защите коммуникаций, десантных соединений на переходе морем и в районе высадки, а также в интересах группировок тыла.

Так что ниша для СВКВП очевидна, никакой другой класс авиации их в этом качестве заменить не может. Этот факт все больше осознают в мире. Не случайно за «Лайтнингами-2» уже выстроилась очередь желающих стран, разместивших заказы на их закупку.

Сила – залог добрососедства

А в России, к сожалению, дела с этим классом авиации обстоят чрезвычайно плохо. В 90-е годы программа их развития была закрыта, причем некоторые технологии оказались в США и там их успешно используют. К настоящему времени научно-технологические и инженерно-конструкторские школы СВКВП уничтожены. Как с грустью говорит Константин Попович, остались единицы специалистов, участвовавших в разработке Як-41.

Имеющаяся документация и сохранившиеся специалисты еще позволяют возродить производство отечественных СВКВП . Для этого, по оценкам Поповича, потребуется до десяти лет. Необходимы значительные расходы на воссоздание всей производственной цепочки, начиная с комплектующих. А прежде всего необходимо возродить производство соответствующих двигателей, для чего принять специальную государственную программу.

В современном однополярном мире гарантией сохранения партнерских отношений с государствами на западе, особенно за океаном, востоке и юге может быть только твердое понимание всеми сторонами, что военное давление на Россию не имеет смысла, успех военной операции против нее не обеспечен. Одним из важнейших факторов, позволяющих достигнуть устойчивого положения, является способность наших ВВС в любых условиях ответить агрессору. В свою очередь достичь этого возможно за счет достаточной группировки СВКВП.

Для отражения массированных ударов с воздуха нам необходимо ввести в сражение сопоставимое с атакующими силами количество истребителей во взаимодействии с наземными средствами ПВО. Значит, ВВС нуждаются как минимум в 250–300 самолетах вертикального и короткого взлета и посадки. Имея столько машин, Россия способна поднять на перехват агрессора не менее 100–150 СВКВП, даже если основные и запасные аэродромы с обычными самолетами уже разгромлены.

ВМФ России без авианесущих кораблей неспособен обеспечить решение такой ключевой задачи, как поддержание благоприятного оперативного режима за пределами досягаемости авиации берегового базирования. Воздушная поддержка особенно актуальна для прикрытия надводных кораблей, подводных лодок от базовой патрульной авиации противника, для предотвращения прорыва небольших групп надводных кораблей и катеров в защищаемые районы.

Корабли с СВКВП могут существенно повысить эффективность отечественного флота также в дальней морской и океанской зонах. Там они способны успешно решать задачи ПВО (это продемонстрировали английские «Харриеры» в ходе англо-аргентинского конфликта) и наносить удары по отдельным корабельным группам противника.

Как показывает опыт боевого применения американских универсальных десантных кораблей (УДК) против Югославии, их авиагруппы эффективны при нанесении ударов по наземным объектам в составе массированных авиационно-ракетных ударов, а также в ходе систематических действий.

Сегодня в составе нашего флота есть только один авианосец. Поэтому весь спектр задач, которые необходимо возложить на авиацию корабельного базирования, он своей авиагруппой решить не готов. На каждом из наших флотов необходимо иметь минимум два легких авианосца, имеющих СВКВП. В этой роли можно использовать , навязанные нашему флоту. С такой авиагруппой их пребывание в составе ВМФ РФ будет серьезно обосновано.

Общие потребности ВМФ России в СВКВП составляют около 100 единиц, а с учетом ВВС нашей стране необходимо как минимум 350–400 машин . Проанализировав необходимые затраты на развитие аэродромной сети и компенсацию потерь от возможных упреждающих массированных авиационно-ракетных ударов противника, делаем вывод, что существенно дешевле обойдутся программа создания СВКВП и закупка необходимого количества таких самолетов. А эффективность обороны государства только возрастет.

Экспериментальный реактивный самолет вертикального взлета и посадки X-13 «Vertijet» был создан по заказу ВВС США компанией Ryan Aeronautical в середине 1950-х. Было построено два самолета.
Первый самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) X-13 «Vertijet» был построен в 1955 г. и начал проходить наземные испытания на базе ВВС США, где совершил ряд полетов с помощью вспомогательного шасси, позволяющего осуществлять обычные взлет и посадку. Наземные испытания включали 15 часов испытаний на стенде в вертикальном положении и 10 часов - в горизонтальном положении.
Первый полет па режиме висения СВВП Х-13 «Vertijet» совершил в начале 1956 г., а первый полет с переходом от вертикального взлета к горизонтальному полету и затем к вертикальной посадке в ноябре 1956 г.

В 1956 г. фирмой «Ryan» был построен второй экспериментальный самолета с вертикальным взлетом Х-13 с обычным трех опорным шасси, который совершал взлет с разбегом, переходил к полету на режиме висения, а затем совершал посадку с пробегом. В процессе испытаний самолета Х-13 «Vertijet» фирма «Ryan» встретилась с рядом новых проблем, одной из которых стала необходимость преодоления гироскопического эффекта вращающихся масс двигателя и гироскопической прецессии, воздействующих на путевое и продольное управление, что потребовало разработки для X-13 системы автоматической стабилизации. Другой проблемой стал срыв потока на треугольном крыле при углах атаки более 30° на переходных режимах, вызывавший неустойчивость движения самолета.

Самолет Х-13 «Vertijet» выполнен по бесхвостовой схеме с треугольным крылом и одним турбореактивным двигателем и не имеет обычного шасси.
Фюзеляж отличается небольшим удлинением, в носовой части его размещена кабина летчика. При переходе от вертикального взлета к горизонтальному полету и обратно сиденье летчика может наклоняться вперед на 70°. Для улучшения обзора, особенно при вертикальном взлете и посадке, фонарь имел большую площадь остекления, а в кабине было установлено зеркало заднего обзора, как на автомобиле.
Крыло треугольное, высокорасположенное, малого удлинения, размахом 6,4 м со стреловидностью по передней кромке около 60°. Площадь крыла - 17 м2, нагрузка на крыло 215 кг/м2. На крыле имеются элероны, а на концах крыла установлены небольшие вертикальные шайбы.

Особенностью конструкции самолета X-13 «Vertijet» является отсутствие шасси. Для взлета и посадки самолета используется тележка с установленной на ней рампой, последняя может подниматься гидравлическими силовыми цилиндрами и принимать вертикальное положение. При подготовке самолета к взлету рампа опускается, на ней устанавливается самолет, затем она поднимается. Самолет имеет крюк в носовой части фюзеляжа, который зацепляется за трос прицепного устройства на рампе. Кроме того, на экспериментальном самолете на центральной части фюзеляжа установлены вспомогательные ферменные стойки, опирающиеся на рампу. Когда рампа, поднимаясь, занимает вертикальное положение, самолет повисает на крюке «подобно летучей мыши».

При вертикальном взлете с рампы, к которой самолет подвешен на крюке, летчик увеличивает тягу двигателя, самолет при этом перемещается вверх, крюк выходит из зацепления с тросом и самолет вертикально поднимается, а затем постепенно переходит в горизонтальный полет.
Перед посадкой летчик переводит самолет из горизонтального в вертикальное положение, в котором самолет поддерживается тягой двигателя. При уменьшении тяги самолет снижается, затем, управляя тягой двигателя и газовыми и струйными рулями, летчик подводит самолет к рампе, пока не зацепится крюком за трос. После этого рампа вместе с самолетом опускается в горизонтальное положение.

Для того чтобы летчик мог точно определить расстояние до рампы при приближении к ней, на рампе в горизонтальном положении была установлена мерная рейка с нанесенными на ней делениями. Кроме того, сверху рампы расположена площадка, на которой находится оператор, подающий руками сигналы летчику.
По мнению фирмы «Ryan», такой метод взлета и посадки вертикально взлетающих самолетов дает ряд преимуществ, позволяя значительно упростить конструкцию самолета, отказавшись от обычного шасси, и получить экономию в весе конструкции. Тележка с рампой может использоваться также для транспортировки самолета к районам боевых действий и для технического обслуживания.

Силовая установка самолета X-13 «Vertijet» состоит из одного турбореактивного двигателя Rolls-Royce Avon R.A.28, установленного в хвостовой части фюзеляжа, воздух в двигатель поступает через боковые воздухозаборники. Тяга двигателя составляет 4540 кгс, что при взлетной массе самолета 3630 кг позволяет получить тяговооруженность 1,25.
В горизонтальном полете самолет управляется с помощью элеронов и руля направления. На вертикальных режимах самолет управляется с помощью газовых рулей и струйной системы управления: на концах крыла расположены реактивные сопла, к которым подводится сжатый воздух, отбираемый от компрессора турбореактивного двигателя.

Оба СВВП успешно проходили летные испытания, которые завершились без каких-либо летных происшествий в 1958 г., когда разработка СВВП Х-13 «Vertijet» была прекращена ВВС, отдавшими предпочтение СВВП с горизонтальным положением фюзеляжа. Общая стоимость разработки, постройки и испытаний двух экспериментальных СВВП Х-13 превысила 7 млн. долл. Тем не менее ВВС и флот США не раз возвращались к схеме СВВП с вертикальным положением фюзеляжа, предлагая ее использовать для палубных истребителей легких авианосцев, взлетающих с поворотных рамп.

Летно-технические характеристики СВВП Х-13 «Vertijet»
Экипаж, чел.: 1;
Длина, м: 7,14;
Размах крыльев, м: 6,40;
Высота, м: 4,62;
Вес пустого, кг: 2424;
Максимальный взлетный вес, кг: 3272;
Силовая установка: 1 х ТРД Rolls-Royce Avon, взлетная тяга 4540 кгс;
Максимальная скорость, км/ч: 560;
Дальность, км: 307;
Практический потолок, м: 6100;

← Вернуться