«Самолеты мира, 1996 № 02»

Самолеты мира 1996 02

КА-25 НА ФЛОТЕ ТРИДЦАТЬ ЛЕТ…

Григорий КУЗНЕЦОВ

История отечественной авиации отмечает ряд летательных аппаратов-долгожителей, представляющих собой сплав совершенства конструкции, надежности и безопасности полетов. Это Ан-2, Ил-14, Ми-4, МиГ-21, прославившие своих создателей. Кихчислу, несомненно, относится и Ка-25 фирмы «Камов». Мне, участнику проведения государственных испытаний вертолета Ка-25, представляется важным подробнее рассказать об этой замечательной машине.

В канун празднования 300-летия Российского флота уместно вспомнить об одном из интересных этапов создания нашего океанского флота, тесно связанном с развитием отечественного вертолетостроения.

Прежде всего надо сказать, что современные боевые корабли с мощными силовыми установками и разнообразными системами создают такой собственный уровень шумов, который не позволяет надежно обнаруживать шум подводных лодок. В то же время уровень шума подводных атомных лодок вследствие специально внедренных конструкторских решений и тактики применения с использованием преимуществ подводного положения оказывается настолько мал, что позволяет им побеждать в дуэльных ситуациях с надводными кораблями. Дальность действия корабельных РЛС и других радиоэлектронных систем по обнаружению надводных целей ограничены прямой видимостью из-за естественной кривизны водной поверхности.

Для решения поставленных перед океанским флотом задач потребовались принципиально новые корабли-вертолетоносцы для борьбы с атомными подводными лодками и надводными кораблями противника. Как следствие, возникла необходимость появления корабельного вертолета нового поколения, способного решать задачи противолодочной обороны, разведки и целеуказания, траления мин, выполнения спасательных и других работ. Легкий корабельный вертолет Ка-15 уже не мог удовлетворять неизмеримо выросшим требованиям флота.

Крейсер-вертолетоносец «Киев»

Создание в ОКБ Н. И. Камова первого корабельного вертолета Ка-10(1949 г.), а затем Ка-15 (1953 г.) и их адаптация к корабельным условиям базирования показали, что это сложная научно-техническая проблема. Учитывая накопленный ОКБ опыт в этой области, Министерство обороны поручило ему разработку и постройку нового вертолета Ка-25, оснащенного необходимым пилотажно-навигационным и поисково-прицельным бортовым оборудованием, а также средствами поражения подводных лодок.

Первый полет корабельный боевой вертолет Ка-25 совершил 20 мая 1961 г. Пилотирование осуществлял летчик-испытатель Д. К. Ефремов. Построенные на вертолетном заводе г. Улан-Удэ в 1965 г. серийные образцы положили начало успешной летной эксплуатации этих машин. Таким образом, Ка-25 первый боевой вертолет в нашей стране. Для сведения: боевой армейский вертолет Ми-24 появился в 1969 г.

Впервые ОКБ предстояло не только построить и испытать Ка-25, но и обеспечить его совместимость с одновременно создаваемым кораблем-носителем. Корабль, в свою очередь, должен был иметь взлетно-посадочную полосу и стоянки, командно-диспетчерский пункт управления полетами. В межпалубных и трюмных объемах его предусматривалось создание ангаров для вертолетов, отсеков для средств технического обслуживания и горюче-смазочных материалов. Требовалось обеспечить комфортное размещение летного и инженерно-технического состава.

Чтобы корабль-вертолетоносец стал действительно эффективной боевой системой, на вертолете предстояло разместить современный многофункциональный комплекс, аналогов которому в то время не существовало. Только с его помощью был возможен надежный поиск подводных лодок, обнаружение надводных кораблей на большихудалениях и передача их координат кораблю и береговым базам - при пилотировании вертолета днем и ночью в простых и сложных метеоусловиях над безориентирной водной поверхностью. Такой комплекс обеспечивал эффективное применение средств поражения для уничтожения атомных подводных лодок.

Вид вертолета в походном положении со сложеным винтом

Вид вертолета при наполненных баллонетах на водной поверхности

Корабельный вертолет должен иметь минимально возможные размеры. Этому условию в наибольшей степени отвечает соосная схема, на основе которой проектируются вертолеты с маркой «Ка». Однако для размещения бортового комплекса на одном аппарате-носителе потребовалось бы создание машины больших размеров со взлетной массой около 15000 кг, что вошло бы в явное противоречие стребованиями к габаритам аппарата. Специалисты ОКБ и Министерства обороны смогли найти удачный выход.

Решено было создать два опытных вертолета соосной схемы с максимальной взлетной массой по 7000 кг. Один, Ка-25ПЛО - охотникза подводными лодками, оснащенный магнитометрической аппаратурой, гидроакустической станцией, сбрасываемыми буями, торпедой и другими средствами поражения. Другой, Ка-25Ц - разведчик, целеуказатель и ретранслятор, имеющий радиолокационную станцию кругового обзора для обнаружения надводных целей и специальную радиоэлектронную аппаратуру. Оптимальность решения боевой задачи достигалась за счет определенного сочета-ния в группировке этих вертолетов.

Габаритные размеры соосной схемы определяются диаметром несущеговинта(НВ), который у Ка-25 составляет 15,7 метров. В ангарах корабля каждый метр помещения ценится на вес золота. Зная это, специалисты ОКБ добились поразительного результата: при увеличении массы аппарата по сравнению с Ка-15 в 5 раз его габариты увеличились только в 1,6 раза.

С целью уменьшения размеров машины в походном положении и при ее размещении в ангаре конструкторы создали электромеханическую систему складывания лопастей НВ. В сложенном назад по полету положении все шесть лопастей практически вписываются в габаритные размеры планера, длина которого со сложенными лопастями составляет 11 метров.

Натурный винтовой стенд для наземных испытаний несущей системы и силовой установки

Колонка несущих винтов

Рабочее место пилота

Среди сотрудников ОКБ главный конструктор Н. И. Камов. Справа от него летчики-испытатели В. М. Евдокимов и Е. И. Ларошин, и ведущий конструктор Ю. А. Лазаренко

Соосная схема всегда привлекала внимание проектировщиков рациональным использованием мощности двигателей из-за отсутствия потерь на компенсацию реактивного крутящего момента, которые существуют на одновинтовых вертолетах с рулевыми винтами. Тем не менее, зарубежные конструкторы отказались от ее использования из-за отсутствия надежной теории аэромеханики соосных винтов и наличия проблем при доводке колонок НВ.

Для Ка-25 специалисты ОКБ создали колонку НВ, отвечающую современному уровню научных знаний и освоенных в нашей стране технологий. Колонка включаетвсебя два соосных вала с втулками крепления лопастей НВ, демпферы гашения колебаний лопастей в плоскости вращения, регуляторы взмаха, механизм общего и дифференциального шага. Рукава втулок винтов имеют горизонтальные, вертикальные и осевые шарниры. Изменение углов установки лопастей осуществляется с помощью нижнего и верхнего кинематически жестко связанных между собой автоматов перекоса.

Под действием аэродинамических сил в полете на лопастях НВ возникают шарнирные моменты, которые, суммируясь, передаются в виде достаточно больших усилий в цепи продольного, поперечного, путевого управления и управления общим шагом. Для обеспечения приемлемых усилий на рычагах управления вертолетом в цепи управления по необратимой схеме включены гидроусилители.

Несущий винт Ка-25 трехлопастный. Лопасть винта прямоугольной формы в плане с отрицательной геометрической круткой от комля к законцовке. Лонжерон лопасти изготовлен из прессованного профиля замкнутого одноконтурного сечения. Материал -коррозийностойкий алюминиевый сплав АДЗЗ. К задней кромке лонжерона приклеено клеем ВК-13 девятнадцать хвостовых секций, каждая из которых состоит из обшивки, торцевых нервюр и вклеенного сотового заполнителя. Лопасти оборудованы электротепловой противообледенитель-ной системой, контурными огнями и системой обнаружения трещин в лонжеронах.

Силовая установка состоит из двух газотурбинных двигателей ГТД-ЗФ по 900 л.с. каждый конструкции В. А. Глушенкова. Специалисты Омского моторостроительного конструкторского бюро совместно с ОКБ Н. И. Камова разработали систему автоматического регулирования (САР), которая обеспечила синхронность работы двигателей в спарке, поддержание заданной частоты вращения НВ в рабочем диапазоне режимов работы двигателей, автоматический вывод на повышенный вплоть до взлетного режим исправно работающего двигателя при отказе другого. САР выполняет и другие функции, в том числе защиту свободной турбины от раскрутки в определенных ситуациях.

Главное достоинство САР заключается в существенном упрощении управления вертолетом по сравнению с Ми-1, Ка-15, Ка-18 и Ми-4 с поршневыми двигателями, оборудованными системой «шаг-газ». Управление Ка-25 сводится к отклонению пилотом рычагов управления аппаратом для задания режима полета, а САР осуществляет необходимую подачу топлива для его реализации.

Стабилизацию заданного летчиком режима полета выполняет включенный в систему управления четырехканальный 20% автопилот. Автопилот по позиционным сигналам вырабатывает и выдает команды рулевым агрегатам управления (раздвижным тягам) РАУ-107А. Тяги РАУ, изменяя свою длину, через качалки воздействуют на золотники гидроусилителей и осуществляют демпфирующее воздействие на сохранение параметров движения аппарата. В случае отказа автопилота аэродинамическая симметрия вертолета соосной схемы обеспечивает нормальные условия для завершения полета.

Именно эти качества Ка-25 в совокупности с малым уровнем вибраций и комфортными условиями размещения членов экипажа обеспечивают одному пилоту длительное барражирование в заданном районе на больших удалениях от корабля. В случае обнаружения подводной лодки или надводной цели их координаты и траектории движения передаются на корабль, береговую базу и на все рассредоточенные вертолеты в группе. Экипаж на экранах дисплеев «видит» все вертолеты, а также обнаруженные цели. Разрешающая способность бортовой РЛС такова, что спасательный плот обнаруживается на удалении не менее 15 км. Командир группы принимает решение на атаку подводной лодки с того вертолета, который находится в наиболее выгодной позиции.

Конструктивно оба варианта вертолета максимально унифицированы. Отличие заключается лишь в специальном бортовом оборудовании и его размещении в фюзеляже. Для обеспечения транспортировки вертолетов железнодорожным и воздушным транспортом конструкторы предусмотрели два стыковочных модуля планера: мотогондолу и фюзеляж. Монтаж мотогондолы на фюзеляж занимает от 2,5 до 3,5 часов, а демонтаж 1… 1,5 часа, что существенно упрощает работы по замене агрегатов, узлов, двигателей и силовой установки в целом. Благодаря этому новшеству ОКБ получило уникальные возможности по созданию различных модификаций машины в короткие сроки и без значительных затрат. Всего было создано 18 вариантов, в том числе Ка-25ПЛО, Ка-25Ц, Ка-25К, Ка-25ПС, Ка-25БТ и другие.

В мотогондоле расположены двигатели, редуктор с колонкой НВ, масляная и топливная системы, гидросистема, система управления НВ с гидроусилителями, противопожарная система и другие. Фюзеляж включает кабину и хвостовую балку.

Фюзеляж цельнометаллический балочно-стрингерного типа. В качестве основного материала для профилей, узлов и листов обшивки используются дюралюминиевые сплавы Д16Т, АК6 и АЛ9. Особо нагруженные узлы изготавливаются из стали ЗОХГСА.

Большая работа проведена конструкторами и технологами по предохранению деталей, агрегатов и узлов аппарата от коррозии в условиях агрессивного морского климата. Все детали из аллюминиевых сплавов подвергнуты анодированию и покрыты грунтом АГ-10С, остальные детали кадмирова-ны и также загрунтованы.

В носовой части фюзеляжа перед кабиной экипажа расположен отсек бортового оборудования и контейнеры аккумуляторных батарей. Снизу находится обтекатель антенны из радиопрозрачного материала. За носовым отсеком следует кабина экипажа, имеющая сдвижные сбрасываемые в полете двери с левой и с правой сторон фюзеляжа. Лобовые стекла фонаря кабины изготовлены из органического стекла и оборудованы стеклоочистителями с подачей спирта в условиях обледенения.

В кабине экипажа установлены два регулируемых под рост кресла: левое - для пилота, правое-для штурмана. На рабочем месте пилота имеются рычаги управления вертолетом: ручка управления, рычаг общего шага и педали путевого управления.

Рабочие места членов экипажа оборудованы приборными досками, пультами и щитками, на которых расположены необходимые индикаторы, сигнализация и органы управления комплексом бортового оборудования. В кабине поддерживаются необ-ходимыетемпературные условия с использованием набегающего потока и отбора воздуха от компрессоров двигателей. Морские спасательные костюмы летчиков присоединяются к бортовой системе их обогрева и вентиляции с индивидуальной регулировкой теплового состояния. В чашах кресел уложены парашюты С-4Б с аварийным запасом НАЗ-7 и лодкой МЛАС-1 -ОБ.

За кабиной экипажа находится грузовая кабина, на левом борту которой имеется сдвижная сбрасываемая в полете дверь. Грузовая кабина имеет следующие размеры: длина-3950, высота- 1250 и ширина - 1480 мм. Пол кабины силрвой, на нем крепятся этажерки со специальным оборудованием, соответствующим конкретному варианту вертолета. Кабина экипажа через дверной проем в стенке разделительного шпангоута сообщается с грузовой кабиной. Штурман на своем кресле может по направляющим рельсам на полу перемещаться в грузовую кабину для работы с оборудованием.

По левому и правому бортам грузовой кабины под полом размещаются контейнеры под 10 топливных баков. В варианте Ка-25ПЛО по всей длине кабины снизу между контейнерами под топливные баки находится грузовой люк (типа бомболю-ка), который закрывается автоматически управляемыми створками. В нем, в зависимости от варианта снаряжения, могут подвешиваться буи, торпеда или другие средства поражения.

Хвостовая балка служит для размещения некоторых агрегатов радио- и спецоборудования. В конце балки крепятся киль и стабилизатор, на концах консолей которого установлены шайбы дополнительного вертикального оперения для повышения путевой устойчивости аппарата с фюзеляжем мапогоудлинения. На шайбах имеются рули направления.

Особое внимание было уделено решению проблемы обеспечения устойчивого положения и поведения вертолета на качающейся палубе в момент раскрутки и остановки НВ, отрыва от палубы и касания ее на посадке. Ведь корабль может иметь значительную килевую качку и колебания по крену. Для увеличения устойчивости машины на палубе было выбрано четырехстоечное неубирающееся в полете шасси. При этом для получения колеи главных опор шасси необходимой величины, равной 3,4 метров, потребовался их вынос от фюзеляжа на расстояние около одного метра.

Эпизод спасения людей с судна, терпящего бедствие

Транспортировка вертолетом Ка-25К автобуса на внешней подвеске

Амортстойка главной опоры шасси состоит из двух последовательно соединенных амортизаторов высокого и низкого давления. Амортизатор высокого давления служит для поглощения и рассеивания энергии ударов шасси на посадке и при рулении. Амортизатор низкого давления демпфирует колебания вертолета на шасси типа «земной резонанс» перед отрывом при взлете и в момент касания площадки при посадке.

По результатам проведенных экспериментов шасси на качающейся палубе наилучшим образом выполняет свои функции в том случае, если колеса главных опор совершают плоскопараллельное движение. Это обеспечивается подвижной пространственной фермой, подкосы которой крепятся к силовым узлам на фюзеляже. Колеса главных опор шасси тормозные.

На опоры шасси в сложенном положении монтируются баллонеты, которые в случае необходимости наполняются воздухом и обеспечивают аппарату посадку на водную поверхность.

Серийное производство вертолетов продолжалось до 1975 г. Всего выпущено, около 460 аппаратов различных модификаций.

Начав свою нелегкую летную морскую службу 30 лет назад, Ка-25 и сейчас несет корабельную вахту. Хотя на смену ему приходят вертолеты нового поколения Ка-27, Ка-28 и Ка-32, однако Ка-25 может успешно продолжать работу в интересах решения многочисленных мирныххозяйственных задач. Достаточно снять специальное оборудование, и он без особых затрат превращается в летательный аппарат гражданского предназначения.

На вертолете в санитарно-спасательном варианте в грузовой кабине устанавливается медицинское снаряжение (двое носилок, сиденье медработника, кислородное и другое оборудование), лебедка со стрелой, тросом длиной 40 м и сиденьем для подъема на борт спасаемых.

Построен и испытан вертолет-кран Ка-25К гражданского предназначения. Он оборудован системой крепления и выпуска троса для транспортировки крупногабаритных грузов общей массой до 2000 кг. В носовой части под кабиной экипажа монтируется подвесная кабина оператора. Кабина имеет хороший обзор для наблюдения за поведением груза на тросе. Рабочее место оператора оборудовано рычагами управления машиной с целью осуществления дозированных перемещений груза при его подъеме и укладке. Для перевозки людей в пассажирском варианте в грузовой кабине устанавливается 12 откидных сидений.

Залогом успешного применения Ка-25 в мирных целях является его длительная напряженная экспуатация в многочисленных морских и океанских походах на кораблях различного назначения при групповом и одиночном базировании, в том числе на таких известных противолодочных крейсерах, как «Москва» и «Ленинград». Первый океанский поход с участием Ка-25 состоялся в апреле-сентябре 1967 г. Вертолет располагался на ВПП плавбазы «Тобол». Полеты выполнялись днем и ночью экипажем ВМФ: пилот- майор Павлов, штурман-капитан Поздеев. Общий налет составил более 100 часов.

Вертолет принимал участие в разминировании Суэцкого канала. При этом было задействовано двенадцать Ка-25БТ, выполнено 188 боевых вылетов с налетом 339 часов.

Ка-25 обеспечивал навигацию судов в северных широтах, базируясь на атомном ледоколе «Сибирь». Разведка ледовой обстановки и проводка кораблей производились, как правило, в сложных погодных условиях при ограниченной види-

мости. Справиться с такой непростой задачей способен был в то время только Ка-25, оснащенный современным бортовым оборудованием, включающим РЛС кругового обзора.

Вертолеты экспортировались в Индию, Сирию и Югославию.

ПРЕДВЕСТНИК ПОБЕДЫ…

Вячеслав КОНДРАТЬЕВ

В феврале 1943 г. завершилась постройка истребителя Як-1М. Он представлял собой дальнейшее развитие самолета Як-1, от которого отличался, в основном, меньшим весом и крылом меньшей площади. Летные данные машины заметно улучшились: максимальная скорость на высоте 4430 м возросла до 633 км/ч, время набора высоты 5000 м при взлетном весе 2655 кг сократилось до 4,1 минуты.

В сентябре 1943 г. года был подготовлен улучшенный вариант-Як-1М «Дублер». У этого самолета полотняную обшивку хвостовой части фюзеляжа заменили на фанерную толщиной 2 мм, доработали системы охлаждения воды и масла, применили безмачтовую антенну, кольцевой прицел с мушкой сменили на коллиматорный, улучшили бронирование и поставили новый винт.

Летчики-испытатели остались довольны новым истребителем. В их отзывах говорилось, что «Як-Ш обладает превосходной горизонтальной и особенно вертикальной маневренностью. Максимальная скорость значительно увеличилась по сравнению с серийными самолетами Як. При наличии высоких летных данных самолет остался простым в пилотировании и не требует более высокой подготовки летного состава».

Летчик облета генерал-майор авиации Герой Советского Союза Петр Михайлович Стефановский писал: «Учитывая отличные летные данные самолета, хорошее вооружение и большое удобство для летного состава, целесообразно рекомендовать как можно быстрее внедрить данный экземпляр в серийное производство взамен Як-1 и Як-7; необходимо оставить только Як-9 для установки на них в дальнейшем моторов М-107А».

Итак, очередной истребитель получил путевку в жизнь, а заодно и новое имя - Як-3. Первые серийные самолеты направили в 91-й истребительный авиационный полк 2-й воздушной армии, который в июне 1944 г. принимал участие в наступательной Львовской операции. Более 40% летного состава полка составляли молодые пилоты, никогда не принимавшие участия в боях. Тем не менее, за полтора месяца они успешно выполнили 430 боевых вылетов, провели пять воздушных групповых боев, уничтожив 23 самолета противника. Свои потери составили два Як-3. Вывод пилотов был однозначен: «На высотах до 5000 м (выше боев не проводилось) Як-3 превосходит и Ме-109 и ФВ-190. Як-3 легко догоняет истребители противника на вертикальном восходящем и нисходящем маневре».

Особенно запомнился летчикам бой 16 июля 1944 года, который показал, что самолеты Як-3 с успехом могут вести борьбу с численно превосходящим противником. Бой начали десять Як-3 против восьми Ме-109 и четырех ФБ-190 с наращиванием сил с нашей стороны до 18 и до 24 самолетов со стороны противника. В итоге было сбито 15 вражеских истребителей и лишь один Як-3.

Первые две сотни серийных Як-3 вооружались пушкой ШВАК и одним синхронным пулеметом УБ, а затем был установлен второй синхронный УБ. Из недостатков самолета летчики отмечали малый запас топлива, что делало неэффективной свободную охоту ввиду малой продолжительности боевого вылета. Поэтому Як-3 использовались в основном по вызову наземных постов. Другой недостаток -слабое крепление верхней обшивки крыла. Были даже зафиксированы случаи ее отрыва на выходе самолета из пикирования с максимальной скоростью. Однако бывали случаи, что несмотря на такие повреждения истребители совершали нормальную посадку (!) Зная опасную особенность машины, летчики старались не выходить на недопустимые режимы, потому неприятности скоро прекратились, и легкий маневренный Як-3 быстро завоевал популярность.

Отличные летные данные машины, многочисленные вражеские самолеты, поверженные в боях на этом истребителе, и высокий эмоциональный подъем, характерный для заключительного периода войны, способствовали тому, что в сознании многих пилотов Як-3 стал символом советского истребителя, предвестником Победы.

Мысли тех, кто летал и сражался на Як-3, пожалуй, наиболее образно выразил генерал-майор авиации Герой Советского Союза командир 303-й авиационной дивизии Георгий Нефедович Захаров: «До получения частями 303-й дивизии самолета Як-3 я летал на всех истребителях, начиная от И-2бис, включая иностранные, а также истребители Як-1, Як-7Б, Як-9 (всех вариантов). В последнее время летал на самолете Ла-5ФН, считая его наилучшим.

С поступлением Як-3 выполнил на нем ряд полетов и сделал следующий вывод: подобному истребителю нет конкурентов. В эксплуатации Як-3 прост и доступен техсоставу, устойчив при взлете и при посадке; в пилотаже доступен любому летчику, что совершенно исключено для самолета Ла-5ФН.

Летчиками 18-го гвардейского полка и отдельного истребительного полка «Нормандия» Як-3 был освоен после 3-5 часов полета.

На самолете Як-3 я провел ряд учебно-воздушных боев с Як-9 и Ла-5 и всегда выходил победителем. Приходилось встречаться на поле боя с Me-109, и Як-3 показал абсолютное превосходство».

Любопытно, что генерал Захаров после войны долгое время не расставался со своим Як-3. И в 50-е годы этот самолет «был хоть куда, исправно выжимая свои семьсот километров в час на пикировании».

Бесспорно, Як-3 - один из самых совершенных наших истребителей времен Великой Отечественной войны. Конструкция истребителя была проста и рациональна. Основу фюзеляжа составляла стальная трубчатая ферма. С целью сокращения веса ферма фюзеляжа выполнялась зацело с моторамой. В остальном каркас фюзеляжа так же, как и его теоретические обводы, не отличался от Як-1, Як-7 и Як-9. В носовой части обшивку фюзеляжа составляли легкосъемные дюралевые капоты, хвостовая часть обшивалась фанерой.

Крыло Як-3 неразъемное, двухлон-жеронное. Профиль крыла -«стандартный яковлевский» Clark YH с относительной толщиной 14% у корня и 7% на конце крыла. Для сравнения: на Як-1, Як-7, Як-9- 15% у корня и 8% на конце. Крыло имело металлический каркас-лонжероны, нервюры и фанерную обшивку. Как и на Як-9. обшивка приклеивалась к специальным фанерным накладкам, приклепанным к металлическому каркасу заклепками. Опыт боевого применения показал, что такое соединение недостаточно прочное.

Уже после войны для Як-3 было сделано крыло с дюралевой обшивкой, но серийно этот самолет не строился. Однако металлическое крыло Як-3 вскоре нашло применение на учебно-тренировочном Як-11 и на реактивном Як-15. Точно также на этих самолетах на металлические были заменены деревянные киль и стабилизатор Як-3. На всех истребителях Яковлева для оперения использовался профиль RAF-30.

Силовая установка истребителя состояла из мотора ВК-105ПФ2 мощностью 1290 л. с. с воздушным винтом автоматически изменяемого шага ВИШ-105СВ-01. Бензобаки, как на всех истребителях Яковлева, размещались в крыле, их общий объем составлял 370 литров. Водяной радиатор установили за кабиной пилота.

Особенность установки водяного радиатора на Як-3 заключалась в том, что он был глубоко «утоплен» в фюзеляж, а канал подвода воздуха к радиатору резко расширялся. Это приводило кумень-шению скорости воздушного потока, обдувающего радиатор. В результате эффективность охлаждения повышалась, а аэродинамическое сопротивление самого радиатора, как и его наружного обтекателя существенно снижалось. Тот же принцип использовался и при компоновке маслорадиаторов.

Вооружение Як-3 имело несколько вариантов. Во время войны серийно строились истребители с мотор-пушкой ШВАК и с одним или двумя синхронными пулеметами УБ. В начале 1945 г. был выпущен Як-ЗТ с мотор-пушкой НС-37 калибра 37 мм и двумя синхронными пушками Б-20С калибра 20 мм, размещенными на месте пулеметов УБ. Как и на Як-9Т, на этом истребителе кабина пилота была сдвинута назад на 400 мм. Из-за недове-денности новой системы охлаждения Як-ЗТ остался в опытном экземпляре.

В 1945-1946 гг. на Як-3 были испытаны и другие варианты вооружения, включавшие в себя две или три пушки 20-мм калибра. В апреле 1945 г. в серию пошел Як-ЗП с тремя пушками Б-20. Для защиты пилота на Як-3 использовались бронеспинка сиденья и заднее бронестекло, подобное установленному на Як-9.

С целью предельного облегчения на Як-3 был установлен минимально необходимый комплект бортового оборудования, позволивший вести бой днем в простых метеусловиях. Обязательным элементом оборудования была радиостанция, обеспечивающая двухстороннюю радиосвязь.

Выпуск и уборка шасси, посадочных щитков, управление тормозами на всех истребителях Яковлева осуществлялись пневмосистемой. По сравнению с гидросистемами, используемыми для этих целей на истребителях Лавочкина, или с электросистемами американских истребителей, пневматика была менее надежной, доставляла много хлопот механикам. Зато экономия веса составляла десятки килограммов.

С появлением Як-3 в нашей стране был налажен массовый выпуск истребителей, значительно превосходивших самолеты противника, завоевано безраздельное господство в воздухе, и итог войны был уже предрешен.

Еще сохранялся прирост максимальной скорости истребителей в среднем около 20 км/ч, но стало очевидным, что предел возможностей поршневого самолета будет достигнут в самое ближайшее время. К тому же в 1944 г. в Германии, Англии и США было освоено серийное производство первых реактивных истребителей.

У нас развитие реактивной авиации долго сдерживалось отсутствием турбореактивного двигателя. Четыре военных года все усилия авиационной промышленности были направлены на достижение превосходства над врагом по количеству и качеству обычной поршневой техники, а постройка турбореактивного двигателя требовала серьезной экспериментальной и технологической базы, для создания которой необходимы время и большие средства. Но самолет, не уступавший по характеристикам турбореактивным, требовался срочно.

В СССР практические работы по созданию реактивных двигателей в начальный период развивались главным образом в направлении жидкостно-ре-активных двигателей (ЖРД). В 40-х годах под руководством В. П. Глушко по заданию ВВС было разработано целое семейство авиационных ЖРД. Уникальной особенностью ЖРД является способность развивать большую тягу в течение короткого периода времени, но чрезвычайно высокий расход топлива ограничивает возможности его применения как основной силовой установки. Поэтому был избран путь использования ЖРД в качестве ускорителя для поршневого самолета. Это было мерой быстроосуществимой, но временной.

Проектированием самолетов под установку ЖРД занимались ОКБ А. Я. Яковлева, С. А. Лавочкина, П. О. Сухого, А. И. Микояна, В. М. Петлякова. В свое время эти машины сыграли положительную роль в освоении больших скоростей полета и становлении советской реактивной авиации.

Одним из наиболее удачных самолетов с жидкостно-реактивным ускорителем стал экспериментальный истребитель-перехватчик Як-ЗРД, созданный в 1944 г. В качестве ускорителя был выбран ЖРД РД-1ХЗ с тягой 300 кг конструкции В. П. Глушко. Он устанавливался в хвосте и хорошо вписывался в обводы фюзеляжа. Крыло, оперение, силовая установка, шасси использованы с серийного Як-3. Фюзеляж доработан под установку ЖРД. Рули высоты и направления изготовили новые. В крыле, помимо бензобаков, установили емкости для 50 кг керосина и 200 кг концентрированной азотной кислоты, служивших топливом и окислителем для ЖРД. Такого запаса топлива хватало на три минуты работы ускорителя. Насосы для подачи керосина и кислоты приводились от основного двигателя ВК-105ПФ2 и устанавливались над ним перед кабиной летчика. Самолет был вооружен пушкой НС-23 калибра 23 мм. Взлетный вес Як-ЗРД составил 2980 кг.

Испытания, начавшиеся в декабре 1944 г., дали хорошие результаты: прирост скорости с работающим ЖРД составил 182 км/ч на высоте 7800 метров, а заданная максимальная скорость 780 км/ч была даже превышена. Однако выявился ряд недостатков, связанных с ненадежной работой ЖРД, сложностью его эксплуатации и опасностью обращения с азотной кислотой. Это препятствовало широкому распространению ЖРД, но если бы обстановка на фронте потребовала, то эта машина, возможно, была бы доведена и запущена в серийное производство.

Характерно, что Як-ЗРД лишь незначительно уступал в максимальной скорости лучшим турбореактивным истребителям 1944-1945 гг. и превосходил их по скороподъемности, маневренности, дальности и продолжительности полета.

Машина летала очень эффективно. Ее готовили к послевоенному воздушному параду 1945 г., но во время одной из репетиций ярко-красный Як-ЗРД вошел в пике и на огромной скорости врезался в землю. Летчик-испытатель Виктор Расторгуев погиб вместе с самолетом. Причины загадочной катастрофы, происшедшей на глазах десятков людей, так и остались невыясненными.

Только после окончания войны советские конструкторы получили возможность по-настоящему заняться вопросами реактивной авиации. Причем упор был сделан на создание турбореактивного двигателя.

Но создатели самолетов еще не раз обращались к ЖРД. В 50-х годах турбореактивные истребители с жидкостно-реактивными ускорителями строились как в СССР, так и за рубежом.

А в 1945 г. в ОКБ А. С. Яковлева параллельно с проектированием реактивного Як-15 еще продолжались активные работы по совершенствованию поршневых истребителей.

Следующим за Як-9ПД шагом в развитии высотного истребителя стало создание самолета Як-3 с высотным двигателем ВК-105ПВ (дальнейшее развитие М-105ПД) в начале 1945 года. По сравнению с серийным Як-3 на высотном были увеличены размах и площадь крыла. С двигателем взлетной мощностью всего 1220 л. с. высотный Як-3 показал скорость 710 км/ч на высоте 10000 метров, а его практический потолок превысил 13 километров.

Як-3 успешно развивался и как легкий фронтовой истребитель. Дальнейшее улучшение летных качеств фронтового истребителя требовало применения более мощного двигателя, поскольку все резервы снижения веса и улучшения аэродинамики самолета были уже исчерпаны. Еще в 1944 г. на Як-3 был установлен двигатель ВК-107А мощностью 1650 л. с. Скорость Як-3 с ВК-107А достигала 720 км/ч - больше, чем у всех воевавших в то время истребителей.

Вскоре в ОКБ В. Я. Климова был создан новый V-образный двигатель водяного охлаждения -ВК-108, мощность которого достигала уже 1800 л. с. Установка ВК-108 на Як-3 дала очень хороший результат: в начале 1945 г. машина показала скорость 745 км/ч, то есть практически был достигнут предел для поршневого самолета. Это был самый скоростной отечественный самолет с поршневым двигателем.

Но двигатели большой мощности с жидкостным охлаждением не нашли широкого применения на истребителях. В силу некоторых особенностей конструкции создание такого двигателя было сложной задачей. Хотя и существовали мощные двигатели с жидкостным охлаждением (например, советский АМ-42, установленный на штурмовике Ил-10, имел мощность 2000 л. с), но вес и габариты этих моторов были явно не истребительные. Не увенчались успехом и попытки создания мощного двигателя жидкостного охлаждения специально для истребителя, одним из которых стал ВК-108. Даже ВК-107А не отличался большой надежностью.

Иначе обстояло дело с двигателями воздушного охлаждения. Конструкторы всего мира понимали, что применение двигателя большой мощности открывало новые перспективы. Во-первых, можно было использовать на самолете мощное вооружение, и истребитель при этом приобретал, в какой-то степени, качества штурмовика. Такой путь избрали конструкторы истребителя Фокке-Вульф-190. Во-вторых, большая мощность давала потенциальную возможность получить мащину с хорошими летными характеристиками при неизменной аэродинамике и даже несмотря на рост веса. Эту возможность использовал С. А. Лавочкин, установив на тяжелый ЛаГГ-3 мотор М-82.

При переделке фронтового истребителя Як-3 под звездообразный мотор воздушного охлаждения АШ-82ФН мощностью 1850 л. с. А. С. Яковлев избрал свой, совершенно оригинальный путь - предельное облегчение машины. Небольшой вес в сочетании с высокой мощностью и отноститель-но низкой удельной нагрузкой на крыло позволил добиться отличных характеристик маневренности самолета, особенно на вертикалях, а также получить достаточно высокую скорость полета и хорошую скороподъемность, несмотря на большой «лоб» звездообразного двигателя. Безусловно, это был самый легкий в мире истребитель с двигателем такой мощности. Взлетный вес самолета не превышал 2790 кг. Соответственно, нагрузка на мощность, определяющая маневренные характеристики машины, также достигала рекордно низкого значения - всего 1,5 кг/л. с. (у серийного Як-3 эта величина составляла 2,1 кг/л, с, у Ла-5ФН - 1,9 кг/л, с, у Як-3 с ВК-107А- 1,8 кг/л. с.

Это обеспечивало новому истребителю, получившему название Як-ЗУ, маневренные характеристики примерно такие же, как у современного спортивно-пилотажного самолета. Як-ЗУ имел хорошие аэродинамические формы. Особое внимание было уделено капотированию двигателя. Маслорадиатор «спрятали» в центральной части крыла. Все это в сочетании с высокой энерговооруженностью, как показали расчеты, позволяло получить скорость 710 км/ч на высоте 6100 метров, а у земли - 620 км/ч. Высоту 5000 метров Як-ЗУ мог бы набрать за 3,8 минуты. Это очень высокие показатели для поршневого истребителя.

В конструкции Як-ЗУ использованы многие элементы серийного Як-3 - например, крыло, силовая ферма фюзеляжа и т. д. Фюзеляж цельнометаллический с дюралевой обшивкой. Крыло было «раздвинуто» по размаху на 200 мм. Оперение цельнометаллическое. Обшивка рулей-полотняная, элеронов - дюралевая.

Вооружение -две синхронные пушки Б-20С калибра 20 мм. Это меньше, чем на Ла-7 или Ла-11, но опыт войны доказал, что отличная маневренность в сочетании с высокими летными характеристиками вполне компенсировала отсутствие лишней пушки.

Як-ЗУ представлял собой хороший боевой истребитель, который в кратчайшие сроки можно было бы запустить в серию. Но его первый полет состоялся 12 мая 1945 г. Война кончилась, за границей уже летали реактивные самолеты, и бесперспективность даже самого лучшего поршневого истребителя к тому времени стала очевидна.

Летчик П. Я. Федоров совершил на Як-ЗУ несколько десятков испытательных полетов, затем работы по новым поршневым истребителям в ОКБ А. С. Яковлева были прекращены, самолет не доводился, а результаты испытаний даже не обрабатывались. Все силы ОКБ уже были сосредоточены на создании реактивного истребителя. Осенью 1945 г. был готов к полетам реактивный Як-15. Но история Як-ЗУ на этом не закончилась. В конце 1945 г. на базе Як-ЗУ был создан другой самолет: двигатель АШ-82ФН заменили на легкий АШ-21, установили вторую кабину, изменили состав вооружения. Этот учебный самолет, названный впоследствии Як-11, выпускался большими сериями и пользовался заслуженной популярностью у летчиков.

«СОТКА»

Владимир АНТОНОВ, Николай ГОРДЮКОВ

Несколько десятилетий назад под руководством генерального конструктора Павла Осиповича Сухого началась разработка и постройка уникального самолета.

Титаново-стальной бомбардировщик Т-4, прозванный создателями «соткой», мог стать пионером отечественного самолетостроения в области освоения длительных полетов на больших сверхзвуковых скоростях.

Все, кто занимался разработкой этой машины, считают, что ее проектирование и постройка - прорыв в авиацию будущего, настолько новыми были заложенные в самолет конструктивные и технологические решения.

Примененные тогда специально для самолета Т-4 титановые сплавы работают до сих пор. Возможно, что без освоенных на «сотке» титановых и стальных технологий не взлетел бы позднее и «Буран».

Но, как часто бывает, создатель, опередивший свое время, не получает поддержки властей. Проект «Т-4», который можно назвать «лебединой песней» П. О. Сухого, был закрыт решением тогдашнего руководства страны.

Кто знает, насколько другой могла бы быть наша авиационная и авиационно-космическая техника, если бы этого не случилось и прекрасный самолет не стал бы просто музейным экспонатом.

Т-4

Формирование облика первого «трехглавого» советского дальнего самолета происходило в начале 60-х годов. Основное назначение сверхзвукового ударно-разведывательного комплекса Т-4 (заводской номер - изделие «100») заключалось в поиске и уничтожении крупных надводных целей типа авианосцев, ракетоносцев, морских транспортов, наземных объектов стратегического назначения, а также в ведении воздушной разведки. Планировалось, что самолет, имеющий взлетную массу 100-110 тонн при крейсерской скорости 3000-3200 км/ч на высоте 20- 24 км без подвесных топливных баков, будет иметь дальность 6000 километров. Эксплуатация самолета намечалась с аэродромов 1 -го класса.

В апреле 1963 г. был закончен предварительный эскизный проект, в котором самолет выполнялся по схеме «утка» с управляемым передним горизонтальным оперением,с тонким фюзеляжем большого удлинения, имеющим слабовыступающий фонарь, плавно переходящий в гаргрот. Силовая установка состояла из четырех турбореактивных двигателей, которые были установлены попарно в изолированных мотогондолах под крылом. Воздухозаборники каждой из мотогондол были разделены перегородкой и имели вертикальные поверхности торможения.

На самолете предполагалось установить тонкое стреловидное крыло треугольной формы в плане. Передняя кромка воздухозаборников значительно выступала за переднюю кромку консолей крыла. Передняя опора шасси убиралась в нишу, расположенную в фюзеляже; основные опоры шасси - в ниши, расположенные в мотогондолах. Между мотогондолами на трех параллельных точках подвески, одна из которых совпадала с осью симметрии фюзеляжа, размещалось вооружение самолета.

Совместно созданная ВВС СССР и Государственным комитетом по авиационной технике комиссия в период с 21 мая по 3 июня 1963 г. рассмотрела представленные материалы проекта и оценила их положительно. В своем Заключении она отметила, что дальний сверхзвуковой ударно-разведывательный самолет Т-4, предложенный ОКБ П. О. Сухого, по своему назначению, летно-техническим характеристикам, составу радиоэлектронного оборудования и вооружения в основном удовлетворяет требованиям ВВС к современным дальним ударно-разведывательным комплексам и является наиболее перспективным среди самолетов подобного класса. Представленные материалы предлагалось взять за основу для постройки макета и начала рабочего проектирования.

В конце 1963 г. ударно-разведывательный самолет Т-4 отдельным Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР был принят к разработке.

К сотрудничеству с ОКБ П. О. Сухого был привлечен широкий круг научных организаций. Так, в период с 1962 по 1965 гг. в аэродинамических трубах ЦАГИ был проведен большой объем работ по продувке аэродинамических моделей самолета.

В 1961-65 гг., когда в ОКБ окончательно сформировался облик самолета Т-4, было разработано 50 альтернативных вариантов его аэродинамической компоновки. Основное внимание уделялось поиску оптимального варианта для решения главной задачи: самолет должен был выполнять длительный полет на высоте со скоростью втрое превышающей скорость звука.

Аэродинамическая схема «утка» сразу же привлекла внимание проектировщиков. При этом попытки разработать компоновку самолета по другой перспективной схеме - «бесхвостка» - повторялись достаточно регулярно, но успеха не имели. Наиболее распространенная «нормальная» аэродинамическая схема с хвостовым горизонтальным оперением серьезной конкуренции первым двум составить не могла и была забракована в самом начале. В настоящее время не сохранилось даже архивных материалов о работах по такой схеме.

Варьировалась и компоновка на самолете силовой установки. Двигатели на чертежах располагались то в четырех изолированных мбтогондолах под крылом и центропланом; то попарно по схеме «рядом» («пакетной») в двух изолированных мотогондолах под крылом;

то все четыре двигателя в единой центральной мотогондоле по схеме «пакет». Не были обойдены вниманием и более сложные компоновки, такие, как размещение двух двигателей по схеме «пакет» в центральной мотогондоле и двух- в изолированных мотогондолах под крылом; двух двигателей по бокам фюзеляжа и двух - в изолированных мотогондолах; по два двигателя по бокам фюзеляжа.

Иногда поиски приводили к оригинальным, редко встречающимся в мировой практике компоновкам. В частности, заслуживает внимания компоновка четырех двигателей в центральной мотогондоле, где двигатели расположены или попарно друг над другом; или пара верхних двигателей находится ближе к обрезу хвостовой части фюзеляжа, чем пара нижних двигателей. Рассматривалось и расположение двигателей в четырех изолированных мотогондолах, когда две мотогондолы находятся над крылом и две - под крылом.

Также тщательно прорабатывались тип и форма воздухозаборников силовой установки. Не обошли вниманием воздухозаборники с горизонтальной и вертикальной поверхностями торможения, осесимметричные воздухозаборники и воздухозаборники, каждый из которых обслуживал один или два двигателя. Способы их компоновки на самолете тоже различались: центральный, боковые,изолированные и их сочетания.

По расположению относительно фюзеляжа в основном рассматривались низкорасположенные центроплан и консоли крыла.

Наиболее удачными с точки зрения взаимного расположения фюзеляжа, воздухозаборников силовой установки, центроплана и консолей крыла оказались аэродинамические компоновки, включающие в себя наплыв - переднюю часть крыла с большой стреловидностью передней кромки.Наплыв плавно переходит в центроплан и консоли крыла и составляет с ними единую несущую поверхность - несущий корпус, имеющий непрерывную переднюю кромку, переднюю кромку с точками перелома (изменение угла стреловидности), с отрицательным поперечным V центроплана и консолей крыла или без него.

Консоли крыла предлагались различного удлинения, сужения, с различной (в т. ч. оживальной) формой законцов-ки консоли. Часть компоновок включала в себя заднюю кромку консолей обратной стреловидности.

В схеме «утка» рассматривалось различное по форме и расположению по высоте фюзеляжа переднее горизонтальное оперение (ПГО), как правило, имеющее прямую ось вращения, с механизацией задней кромки и без нее.

Вертикальное оперение (ВО) в основном применялось однокилевое, расположенное на хвостовой части фюзеляжа с небольшим форкилем или без него. Но в некоторых вариантах компоновок возникала и двухкилевая схема вертикального оперения.

Компоновка взлетно-посадочных устройств, главным образом шасси, влияет на геометрические размеры и форму агрегатов, в которых расположены ниши для их уборки. Поэтому проектирование шасси для четырехдвигатель-ного трехмахового самолета оказалось далеко не легким делом.

Проще решался вопрос с уборкой передней опоры шасси (ПОШ). Тут, как известно, два варианта: уборка шасси в фюзеляж и уборка в вертикальный разделяющий центральный воздухозаборник. Для основных опор шасси рассматривались четыре варианта уборки:

- в центральную мотогондолу, в ниши между воздушными каналами и внешними панелями гондолы;

- в вертикальной клин подкрыльной мотогондолы;

- в центроплан;

- в отдельные обтекатели, расположенные под центральной мотогондолой или центропланом.

Разнообразными были и решения по установке на ударно-разведывательный самолет основного типа вооружения - управляемых ракет класса «воздух-поверхность». Предполагалось размещение под самолетом двух или трех точек их подвески.

Основными вариантами были, во-первых, установка управляемых ракет (УР) под центропланом и консолями крыла и фюзеляжем на пусковых устройствах по схеме «рядом»; во-вторых, установка УР под фюзеляжем, над центральной мотогондолой по схеме «тандем» (друг за другом), как на открытых пусковыхустройствах, так и «полуутопленными» в конструкцию самолета.

Как уже было сказано выше, совместная работа с ЦАГИ позволила к 1963 г. сформировать аэродинамическую компоновку, легшую в основу предварительного эскизного проекта. Окончательный аэродинамический облик самолета сложился в 1965 г. В декабре 1966 г. в срок, установленный заказчиком, ОКБ П. О. Сухого предъявило командованию ВВС СССР полноразмерный макет самолета (длиной 43,7 м с размахом крыла 22 м) и эскизный проект.

Макетной комиссии, назначенной приказом Главкома ВВС, в период с 17 января по 2 февраля был представлен на рассмотрение самолетТ-4 в двух вариантах - ударном и разведывательном.

Комиссия оценила проделанную работу положительно, отметив, что создание самолета Т-4 является важнейшей общегосударственной задачей по оснащению Военно-воздушных сил страны качественно новыми и эффективными ударно-разведывательными средствами.

Окончательная аэродинамическая компоновка самолета, получившего одобрение комиссии, имела следующие черты:

- была разработана по аэродинамической схеме «утка»;

- несущая поверхность самолета состояла из наплыва, плавно переходящего в центроплан, и центроплана и консолей крыла с прямой механизированной по всему размаху задней кромкой;

- тонкий фюзеляж большого удлинения и круглого поперечного сечения был снабжен цельноповоротным, с прямой осью вращения, высокорасположенным относительно фюзеляжа передним горизонтальным оперением; од-нокилевым, с рулем направления с небольшим форкилем, вертикальным оперением; поворотной носовой частью фюзеляжа; гаргротом, расположенным на верхней поверхности фюзеляжа;

- двигатели были установлены по схеме «пакет» в единой мотогондоле, с центральным воздухозаборником с вертикальными поверхностями 'торможения, с вертикальным клином, делящим воздухозаборник на две половины, каждая их которых обслуживает два двигателя;

- передняя опора шасси убиралась в вертикальный клин центрального воздухозаборника, основные опоры шасси - в ниши, расположенные в мотогондоле между воздушными каналами и ее внешним бортом;

- вооружение самолета устанавливалось на две открытые точки подвески, расположенные параллельно под мотогондолой.

Для обеспечения постройки и стендовой отработки опытных экземпляров самолета решено было подключить к работам Тушинский машиностроительный завод (ТМЗ).

В 1965 г. были выданы технические задания разработчикам на проектирование отдельных агрегатов и систем самолета, а также на натурные стенды. В том же году разработаны чертежи отсеков крыла и фюзеляжа для статических и динамических испытаний и отработки технологий их изготовления.

В 1966 г. было закончено предварительное проектирование и начат выпуск рабочих чертежей. Полный их комплект на первый опытный самолет (изделие «101») и самолет для статических испытаний (изделие «100С») был выпущен в 1968 г. В этом же году началась постройка самолета «101». В 1969 г. была закончена сборка головной и боковой частей фюзеляжа с центропланом, а в 1970 г. сборка агрегатов самолета была закончена полностью.

Почти одновременно в 1968 г. в производство были запущены чертежи планера второго опытного самолета (изделие «102»), затем в 1970 г. -третьего опытного самолета (изделие «103»), а в 1971 г. - четвертого (изделие «104»).

В 1971 г. совместно с Тушинским машиностроительным заводом была завершена постройка первого опытного самолета «101» и 30 декабря он был перевезен из сборочного цеха ОКБ П. О. Сухого на летно-испытательную базу.

В течение четырех месяцев на самолете проводилисьдоводочные работы, а также отладка и отработка систем, осуществлялись попарные и общие запуски двигателей.

20 апреля 1972 г. самолет был принят экипажем на летные испытания. В ходе испытаний «101» выполнено восемь рулежек, из которых четыре были скоростными, с разгоном до скорости 260-290 км/ч и с отрывом носового колеса. Скоростные рулежки выполнялись с помощью систем дистанционного управления, с включенными демпферами, при работе внутренней пары двигателей на максимальном форсажном режиме, а внешней пары - на максимальном бесфорсажном режиме. По окончании скоростного участка рулежек двигатели дросселировались до малого газа, выпускался тормозной парашют и производилось торможение самолета. Результаты проведенного эксперимента подтвердили, что система дистанционного управления имеет лучшие характеристики и более предпочтительна для летчика. Учитывая надежность ее работы благодаря четырехкратному резервированию, было принято решение: первый полет выполнять при управлении самолетом посредством дистанционной системы.

Первый полет экспериментального самолета «101» состоялся 22 августа 1972 г. Его пилотировали заслуженный летчик-испытатель Герой Советского Союза В. Ильюшин и заслуженный штурман Н. Алферов.

Полет проходил при взлетном весе самолета 77300 кг. Шасси в воздухе не убиралось. При взлете внутренние двигатели работали на максимальном форсажном режиме, а внешние -на максимальном бесфорсажном. В полете на высоте 3000 м производилась качественная оценка устойчивости и управляемости самолета и работы силовой установки. Была выполнена имитация посадки самолета пролетом над полосой. Как и было предусмотрено, полет обеспечивался дистанционным управлением. Торможение самолета на пробеге выполнялось основной тормозящей системой и тормозным парашютом. Продолжительность первого полета - 40 минут. Вес топлива составлял 20000 кг.

После первого полета испытания «101» были приостановлены для замены главных опор шасси на модифицированные с доработанным механизмом разворота тележки при уборки шасси.

Перед вторым полетом, который состоялся 4 января 1973 г., на самолете была выполнена скоростная рулежка. Шасси в полете не убиралось. В горизонтальном полете на высоте 3000 м при скорости 500-550 км/ч выполнялись дачи по крену и тангажу, импульсы рулем направления и элевонами по тангажу, проверялась работа двигателей и системы автоматического управления тягой. Максимальная высота полета 5000 метров, продолжительность- 41 минута, максимальная приборная скорость не превышала 630 км/ч. На снижении был выпущен перископ для проверки обзора через него. Посадка произведена с остатком топлива не более 4000 кг.

В третий раз самолет «101» поднялся в воздух 14 февраля 1973 г. В полете была произведена попытка уборки шасси. Однако внутрь вошли только передняя и правая основные опоры шасси - левая основная опора шасси осталась снаружи. Выпуск шасси прошел нормально.

По плану летных испытаний первого этапа намечалось 10 полетов самолета «101», из них практически проведено девять. Первые 5 полетов выполнялись с неубранным шасси. В пятом полете взлетный вес составлял уже 101700 кг. В девятом, который состоялся 6 июля 1973 г., проводилась оценка устойчивости и управляемости самолета в процессе разгона с набором высоты с 10000 м до 12000 м, числа М со значения 0,9 до 1,3 торможения.

Летные испытания первого этапа прошли удачно. В «Отчете о проведении заводских летных испытаний самолета Т-4 (заводской шифр «101»)», подписанном заместителем главного конструктора, ведущим летчиком-испытателем В. Ильюшиным, сказано, что «самолет на рулении прост и хорошо управляем, на взлете устойчив и не имеет тенденции к самопроизвольному рысканию или подъему носа. Очень хороший обзор с опущенной головной частью фюзеляжа значительно облегчает выполнение руления, взлета и посадки самолета. Взлетный угол выдерживается просто, отрыв самолета происходит плавно. После подъема носовой части фюзеляжа полет происходит по приборам. Установленный на самолете перископ дает хороший обзор вперед. Набор высоты прост и не требует от летчика повышенного внимания. В горизонтальном полете самолет управляем хорошо. Разгон и проход скорости звука спокоен, момент прохода М=1 отмечается только по приборам. Заданный режим легко выдерживается элевонами и передним горизонтальным оперением.Интенсивность разгона самолета достаточно хорошая. Заход на посадку и посадка просты. Наличие автомата управлением тяги полностью разгружают летчика от работы двигателями на режиме захода на посадку. Самолет касается земли плавно, без тенденции к «козлению» или самопроизвольному опусканию носа, на пробеге самолет устойчив и хорошо управляем. Тормозные парашюты и тормозная система, система колес эффективны».

Кроме того, следует отметить, что по результатам летных испытаний самолета «101» полученные летные характеристики совпали с расчетными. Агрегаты планера, изготовленные из титановых сплавов и стали в 1968 г., в течение пяти лет эксплуатации не имели нарушений прочности и герметичности ни по одной из сварных точек.

Сборка экспериментального самолета «102» была закончена в 1973 г., в четвертом квартале того же года намечалось начать его летные испытания.

На ТМЗ изготовили агрегаты планера для третьего самолета - «103» - и произвели их окончательную сборку. Летные испытания этого самолета предполагалось начать в третьем квартале 1974 г. В перспективе была сборка и четвертого самолета «104», а также постройка «105» и «106» экспериментальных самолетов.

Первый опытный самолет «101» в дальнейшем намечалось использовать для отработки бортовых систем, определения устойчивости и управляемости на максимальных скоростях полета и для определения летно-технических характеристик.

Самолет «102» планировалось использовать для отработки навигационной комплекса, а «103» - для реальных пусков управляемых ракет. На самолете «104» предполагалось отработать вопросы применения бомбового вооружения, пуска управляемых ракет, а также провести ряд испытаний для оценки дальности полета. Самолет «105» предназначался для отработки систем радиоэлектронного оборудования, а самолет «106» - для отработки всего ударно-разведывательного комплекса в целом.

Закрытие работ по теме «Т-4» перечеркнуло все эти планы.

Первый экспериментальный «трех-маховый» самолет Т-4, совершивший 9 полетов, был в 1982 г. отправлен на вечную стоянку в Монинский музей ВВС. Фрагменты самолета «102» экспонировались в ангаре Московского авиационного института, но впоследствии были разрезаны и увезены на переплавку.

Такая же судьба постигла и частично собранную машину «103».

Конструкция и компоновка самолета Т-4

Планер самолета состоит из следующих агрегатов: фюзеляж, гондолы двигателей, крыло, переднее горизонтальное оперение, киль, основные и передняя опоры шасси.

В свою очередь, фюзеляж, гондолы двигателей и крыло делятся на технологические отсеки.

Фюзеляж самолета состоит из семи основных отсеков: отклоняемой носовой части, кабинного отсека, приборного отсека, отсека центрального топливного бака, хвостового отсека и отсека хвостового парашюта.

В отклоняемой носовой части фюзеляжа под радиопрозрачным обтекателем размещается антенна и радиоэлектронные блоки радиолокационной станции. Перед передней стенкой кабины в отклоняемой носовой части находятся стеллажи с блоками пилотаж-но-навигационной системы, системы управления оружием, а также агрегаты системы кондиционирования. В отклоняемой носовой части фюзеляжа установлена и штанга дозаправки самолета топливом в воздухе.

В верхней части кабинного отсека размещаются тандемно расположенные кабины летчика и штурмана. Каждая кабина имеет свой откидной люк для аварийного покидания самолета и для посадки экипажа в кабины. В подкабинных отсеках установлены системы жизнеобеспечения экипажа и система охлаждения и кондиционирования.

Основная часть радиоэлектронного оборудования установлена в приборном отсеке. Фюзеляж в зоне приборного отсека по всей его длине имеет круглое сечение диаметром 2000 мм. Длина приборного отсека 6746 мм. Он выполнен герметичным с теплоизоляционным покрытием по всей поверхности отсека.

Следующие по длине фюзеляжа три технологических отсека - топливные баки-отсеки. Они соединены системой трубопроводов. Над баками расположен гаргрот, имеющий форму полуцилиндра. В гаргроте находятся основные транзитные коммуникации самолета.

В хвостовой части фюзеляжа размещается хвостовой отсек, в котором находится четырехкупольная парашютно-тормозная установка (ПТУ). Створки ПТУ раскрываются в стороны.

Под вторым и третьим топливными отсеками расположена центральная часть крыла самолета - центроплан.

Под центропланом установлена гондола с пакетным расположением четырех двигателей.

Гондола технологически делится на переднюю и хвостовые части. Носок передней части гондолы представляет собой вертикальный клин, на котором справа и слева установлены регулируемые створки многоскачкового воздухозаборника. В носке гондолы размещена ниша передней опоры шасси. За нишей передней опоры между воздушными каналами расположен отсек оборудования, в котором находятся агрегаты самолетных систем. В центральной зоне гондолы между воздушными каналами находится расходный топливный бак. По бокам центральной части гондолы под центропланом расположены левая и правая ниши главных опор шасси.

В хвостовой части гондолы находится отсек двигателей с противопожарными перегородками.

В консолях крыла размещены исполнительные органы системы управления элевонами, бортовые аэронавигационные огни.

В киле размещены агрегаты радиоэлектронных комплексов, тросы и исполнительные органы системы управления рулем направления.

Шасси трехопорной схемы с носовым колесом. Такое шасси обеспечивает эксплуатацию самолетов с аэродромов 1-го класса с бетонированным покрытием. Основные стойки шасси снабжены двухосными тележками с четырьмя тормозными колесами. На каждом колесе - спаренная шина. Передняя опора шасси имеет рычажно-подвешенные спаренные колеса со стартовыми тормозами. Механизм управления служит также и демпфером «шимми».

В конструкции планера применены новые по тем временам высокопрочные металлические материалы:

- титановые сплавы ВТ-20, ВТ-22, ВТ-21Л;

- нержавеющие стали ВИС-2 и ВИС-5;

- конструкционная сталь ВКС-210.

Поверхность планера самолета на 69% состояла из панелей, сваренных из листа точечной электросваркой (ТЭС), на 21,6% - из панелей, сваренных из листа сквозным проплавлени-ем, на 9,4% - из фрезерованных плит панелей.

На самолете применена «пакетная» схема силовой установки с черырьмя опытными двигателями РД36-41 конструкции П. А. Колесова. Для обеспечения надежной работы двигателей на всех режимах работ и скоростей полета самолета применен сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник смешанного сжатия с автозапуском для расчетного числа М=3. Примененное на двигателях многорежимное сверх-звуковое сопло имеет три венца подвешенных створок, образующих дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, которое обеспечивает высокую эффективность тяги во всех диапазонах скоростей полета.

Особенностью силовой установки самолета является то, что каждый воздухозаборник питает воздухом два двигателя.

Основные топливные баки расположены в фюзеляже и центроплане. Топливная система самолета состоит из системы топливопитания - заправки топливом на земле и в воздухе, системы аварийного сброса топлива, системы наддува баков нейтральным газом и системы перекачки топлива, обеспечивающей заданную центровку самолета.

Впервые в отечественной практике была разработана новая топливная система с гидротурбонасосами для подачи топлива к двигателям, перекачки топлива из очередных баков в расходный и для перекачки центровочного топлива.

Для самолета изготовлены теплостойкие агрегаты топливной системы.

На самолете впервые была установлена электрическая дистанционная следящая система управления двигателями, работающая как от рук пилота, так и от автомата тяги.

Кроме указанных систем, силовая установка самолета включает в себя системы пожаротушения, охлаждения, защиты воздухозаборников от обледенения, запуска двигателей на земле и в воздухе, автоматического регулирования воздухозаборников.

Самолет оборудован электрогидравлической дистанционной системой (СДУ). На первых экспериментальных самолетах устанавливалась и резервная механическая система.

Основой системы электроснабжения самолета является система трехфазного переменного тока со стабилизированным напряжением 220/115 В и частотой 400 Гц. В качестве источников тока применены четыре синхронных генератора с масляным охлаждением 60 кВт каждый. Стабилизация частоты достигается работой генератора с гидравлическим приводом постоянных оборотов.

Питание потребителей постоянного тока 27 В и переменного-36 В частотой 400 Гц осуществляется соответственно с помощью четырех выпрямительных устройств и двух трехфазных трансформаторов. В качестве аварийных источников используются три аккумуляторных батареи и преобразователь.

Гидросистема самолета состоит из четырех автономных систем (зеленой, синей, коричневой и желтой), предназначенных для работы органов управления самолетом, уборки-выпуском шасси, подъема и опускания носовой части фюзеляжа, регулирования панелей воздухозаборников, торможения колес, управления разворотом носового колеса и других. Рабочее давление в гидросистеме составляет 280 кг/м2. В гидросистеме применены паяные соединения трубопроводов из стали ВНС-2 и титановые сплавы. Специально для самолета был создан гидрокомплекс, рассчитанный на работу в условиях длительного воздействия высоких температур.

Система жизнеобеспечения самолета включает в себя системы кислородного обеспечения, кондиционирования воздуха и спецснаряжения экипажа.

Кислородная система состоит из двух газификаторов жидкого кислорода, регуляторов бортового унифицированного комплекта кислородных приборов.

Система кондиционирования воздуха состоит из агрегатов трехступенчатого охлаждения воздуха и системы автоматического регулирования заданных параметров.

Основным видом снаряжения экипажа является скафандр.

Радиоэлектронное бортовое оборудование самолета включает в себя два больших комплекса: радиоэлектронный и навигационный.

Радиоэлектронный комплекс выполняет задачи обнаружения целей и прицельного пуска авиационных управляемых ракет, а также задачи связи, разведки и обороны.

Аппаратура радиоэлектронного комплекса разделена функционально на четыре самостоятельных системы:

- систему управления ракетами класса «воздух- поверхность»;

- систему разведывательного оборудования;

- систему радиосвязного оборудования;

- систему обороны самолета, включающую в себя средства индивидуальной и групповой защиты.

Навигационный комплекс обеспечивает непрерывное определение местоположения самолета в пространстве, выдачу навигационных данных в систему автоматического управления, выдачу необходимой пилотажной информации экипажу, взаимодействуя при этом с радиоэлектронным комплексом самолета.

Летно-технические характеристики первого экспериментального самолета «101»

Геометрические характеристики самолета «101» соответствовали характеристикам серийного самолета.

На самолете «101» планировалось достичь предельных скоростных характеристик на высоте и у земли, заданных для серийного самолета.

Расчетные дальности полета у самолета «101», вследствие меньшего запаса топлива во внутренних баках самолета, были меньше заданных для серийного самолета.

Взлетные и посадочные массы самолета «101» были меньше, чем у серийного. Поэтому длины разбега и пробега на БВПП имели меньшую величину и составляли соответственно 900-1050 и 800-900 метров.

Весовые характеристики самолета были следующие:

- максимальная взлетная масса, кг 125000

- нормальная взлетная масса, кг 114000

- масса пустого самолета, кг 55600

- масса топлива во внутренних баках, кг 57000

Взлетная тяговооруженность при нормальной взлетной массе была равна 0,56, а взлетная нагрузка на крыло составляла 385 кг/м2.

Летно-технические характеристики самолета Т-4

Т-4МС

Па базе ударно-разведывательного комплекса самолета Т-4 в ОКБ П. О. Сухого в 1967-1972 гг. проводилась разработка стратегического двух-режимного ударно-разведывательного самолета Т-4МС (заводской шифр - изделие «200»). Разработка была задана Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР в 1967 г.

Самолет Т-4МС создавался с учетом новейших достижений в области аэродинамики, двигателестроения, применения новых конструкционных материалов и технологических процессов.

Учитывая возможности существующих и перспективных средств ПВО в конце 60-х годов пришли к выводу, что наиболее выгодными режимами полетов следует считать:

- сверхзвуковой режим на скорости не менее 3200 км/ч на максимально возможной высоте;

- режим полета у земли на скорости 1100- 1200 км/ч.

Разнообразие поставленных перед самолетом задач предполагало, что такой самолет будет:

- иметь большую дальность полета с нормальной боевой нагрузкой;

- иметь большую боевую нагрузку в полете на меньшую дальность;

- обладать способностью совершать боевые полеты в широком диапазоне скоростей и высот;

- иметь на борту высокоэффективное радиоэлектронное оборудование, обеспечивающее решение поставленных боевых задач;

- иметь возможность размещения широкой номенклатуры существующего и перспективного вооружения;

- обладать способностью базирования на аэродромах 1-го класса и на полевых аэродромах с грунтовым покрытием.

Этим требованиям наилучшим образом удовлетворял самолет с изменяемой в полете стреловидностью крыла, которая позволяет:

- существенно увеличить значение максимального аэродинамического качества при полете на дозвуковых скоростях;

- улучшить взлетно-посадочные характеристики самолета;

- уменьшить отрицательное воздействие перегрузок на экипаж и конструкцию самолета при полете на больших скоростях у земли.

На начальной стадии проектирования самолета Т-4МС была проанализирована возможность создания стратегического самолета путем применения на самолете Т-4 крыла изменяемой стреловидности, а затем путем последующего масштабного увеличения такого самолета. Попытка реализации этого проекта желанных результатов не дала, поскольку привела к резкому увеличению габаритов и массы самолета и не обеспечила возможности размещения необходимого состава вооружения.

В итоге ОКБ вынуждено было вернуться к поискам новых принципов построения компоновочной схемы самолета, которая удовлетворяла бы следующим основным положениям;

- получению максимально возможных объемов при минимальной омываемой поверхности;

- обеспечению размещения в грузовых отсеках необходимого состава вооружения;

- получению максимально возможной жесткости конструкции с целью обеспечения полетов на больших скоростях у земли;

- исключению основных фрагментов силовой установки из общей силовой схемы самолета с целью обеспечения возможности модификации самолета по типу пригоняемых двигателей;

- перспективности компоновки сточки зрения возможности поэтапного улучшения летно-технических характеристик самолета.

Компоновкой, удовлетворяющей перечисленным требованиям, и являлась разработанная в ОКБ схема «бесхвостки» - интегральная схема типа «летающее крыло» с изменяемой в полете стреловидностью поворотных консолей крыла. Продувки моделей этой компоновки в аэродинамических трубах ЦАГИ показали возможность реализации высоких значений аэродинамического качества как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета. В разработанной компоновке малая площадь поворотных консолей в сочетании с жестким несущим корпусом гарантировала возможность полета на больших скоростях у земли.

Окончательный облик аэродинамической и конструктивно-компоновочных схем самолета сложился к концу 1970 г. и претерпел в дальнейшем незначительные изменения, связанные в основном с более глубокой проработкой конструктивной модели самолета и результатами продувок моделей в аэродинамических трубах.

К концу 1970 г., на четвертом году проектирования самолета, была закончена разработка его аванпроекта, который отправили заказчику и в отраслевые институты МАП на заключение.

Основу аэродинамической компоновки самолета Т-4МС составляет крыло, состоящее из неподвижной части - центроплана, и двух поворотных консолей, которые с помощью шарниров крепятся к центроплану.

В центроплане, который в компоновке выполняет роль несущего корпуса, размещаются кабина экипажа, приборные отсеки, отсеки вооружения, ниши опор шасси и основные топливные емкости самолета. По аэродинамической конфигурации центроплан представляет собой крыло малого удлинения, набранное профилями с относительной толщиной 6%, с деформацией срединной поверхности и круткой сечений, обеспечивающими самобалансировку самолета на режиме крейсерской скорости полета на М=3р. Деформация и крутка распространяются и на поворотные консоли крыла.

Поворотные консоли оснащены средствами механизации - закрылками и предкрылками по всему размаху. Отношение закрылков и предкрылков на небольшой угол на режимах дозвукового крейсерского полета приводит к увеличению аэродинамического качества.

Продольное управление самолетом на всех режимах полета осуществляется рулями высоты, расположенными на задней кромке центроплана между гондолами.

Органами поперечного управления служат кренеры, расположенные на верхней поверхности поворотных консолей и с помощью параллелограмного механизма ориентируемые по потоку в процессе изменения стреловидности.

Для обеспечения путевой устойчивости и управления для самолета выбрана двухкилевая схема с цельнопо-воротными килями, обеспечивающая более высокую эффективность на больших углах атаки и балансировку самолета при отказе двух двигателей.

На самолете установлено 4 двигателя, располагающиеся попарно в двух мотогондолах, расположенных под центропланом. Мотогондолы имеют плоские регулируемые воздухозаборники с горизонтальным клином, разделенные перегородкой и работающие на один двигатель каждый.

Взлетно-посадочные устройства самолета состоят из шасси нормальной трехточечной схемы с носовой опорой и из системы тормозных парашютов.

Главные опоры шасси включают трехосные тележки с шестью тормозными колесами, на каждой из которых установлено по две шины, обеспечивающие эксплуатацию самолета и с грунтовых аэродромов.

На первом этапе силовая установка самолета должна была состоять из четырех двигателей РД36-41, на втором этапе планировалось установить 4 комбинированных двигателя К-101 со взлетной тягой 20 000 кГс каждый. Эти двигатели должны были обладать преимуществами турбореактивного двух-контурного двигателя на дозвуковом крейсерском полете и турбореактивного двигателя на разгоне и сверхзвуковых скоростях.

В состав силовой установки, кроме двигателей с воздухозаборниками и каналами подвода воздуха к двигателям и соплам, входили: системы топли-вопитания двигателей, системы заправки топливом на земле и в воздухе, система аварийного слива топлива, системы наддува топливных баков нейтральным газом, системы охлаждения двигателей, системы пожаротушения, защиты воздухозаборников от обледенения и попадания посторонних предметов. Основные топливные емкости самолета располагались в герметичных баках-отсеках центроплана.

Экипаж самолета, состоящий из трех человек (первый и второй летчики, штурман-оператор), размещался в герметичной кабине, разделенной негерметичной поперечной перегородкой на два отсека; в переднем отсеке установлены рядом два сиденья летчиков. За перегородкой в заднем отсеке у левого борта установлено сиденье штурмана-оператора.

Особенностью компоновки кабины является отсутствие традиционного фонаря. Специфическая конфигурация носовой части центроплана, в которой располагается кабина экипажа, позволяет обеспечить обзор вперед и вбок на крейсерских режимах. Для улучшения обзора вперед-вниз планировалось применить специальные створки, обеспечивающие дополнительный обзор на режимах взлета и посадки.

Экипаж должен был работать в скафандрах, обеспечивающих полет в случае разгерметизации кабины.

Самолетные системы должны были обеспечить полет на заданных режимах, нормальное функционирование силовой установки, вооружения, бортового радиоэлектронного оборудования самолета на земле и в воздухе на всех эксплуатационных режимах.

Система автоматического управления самолета обеспечивает заданные характеристики устойчивости и управляемости, а также необходимые ограничения, предотвращающие непреднамеренный вывод самолета на опасные режимы, и состоит из двух частей: системы дистанционного управления и системы траекторного управления. Электрогидравлическая система дистанционного управления служит для передачи управляющих перемещений ручки и панелей, установленных в кабине летчиков, на золотниковые устройства гидроусилителя. В системе управления самолетом применены четырехканальные рулевые агрегаты и многоцилиндровые рулевые приводы.

Гидравлическая система самолета включает в себя три независимые гидравлические системы - две бустер-ные и одну общую, которая, так же как и бустерные, состоит из трех независимых подсистем.

Система электроснабжения самолета переменным током стабилизированной частоты идентична системе самолета Т-4.

Аварийное спасение экипажа производится катапультными креслами, обеспечивающими безопасное покидание самолета на всех высотах и скоростях полета, включая режимы взлета и посадки.

Бортовое радиоэлектронное оборудование самолета состоит из следующих составных взаимосвязанных систем; навигационного, пилотажного, оборонно-прицельного комплекса, систем разведения, систем управления ракетами, радиосвязного оборудования, систем обороны самолета, вычислительного комплекса.

Основная масса систем и комплексов радиоэлектронного оборудования должна была быть отработана на самолете Т-4 и перейти на самолет Т-4МС без изменений.

Для размещения различных видов вооружения - управляемых ракет класса «воздух-поверхность», авиабомб, миноторпедного вооружения, разовых бомбовых кассет, контейнеров с аппаратурой разведки и обороны, на самолете организованы два внутренних отсека вооружения, снабженных теплоизоляцией и системой кондиционирования и обеспечивающих транспортировку и сброс вооружения на любых скоростях и высотах полета самолета.

Размеры отсеков вооружения позволяют осуществить внутреннюю подвеску нормальной боевой загрузки во всех вариантах вооружения (до 9000 кг) и до 36 000 кг авиационных бомб.

Для подвески боевой нагрузки в перегрузочном варианте на самолете имеются дополнительные точки подвески.

В начале 70-х годов в ОКБ П. О. Сухого шла напряженная работа по постройке и летным испытаниям фронтового бомбардировщика Су-24 (первый полет- 1970 г.), по проектированию, постройке и летным испытаниям армейского штурмовика Су-25 (первый полет- 1975 г.), по проектированию, постройке и летным испытаниям истребителя завоевания господства в воздухе Су-27 (первый полет - 1977 г.), много сил и внимания уделялось созданию модификаций, в том числе экспортных, истребителя-бомбардировщика Су-17, истребителя-перехватчика Су-15. Поэтому руководство МАП и Заказчик посчитали нецелесообразным, несмотря на высокий технический уровень проекта, поручать дальнейшую работу по созданию стратегического двухрежимного ударно-разведывательного самолета ОКБ П. О. Сухого. Тем более, что работы по ударному разведывательному самолету Т-4 были свернуты.

Ставку сделали на авиационную фирму, для которой тематика и размерность самолета являлись более традиционными - на ОКБ А. К. Туполева. Целенаправленная и упорная работа этого ОКБ и привела в дальнейшем к созданию стратегического бомбардировщика нового поколения Ту-160.

В следующем номере мы продолжим рассказ о проекте «Т-4». Речь пойдет о дальнем сверхзвуковом ракетоносце-разведчике Т-4М.

МОРСКОЙ РАЗВЕДЧИК ПО ИМЕНИ «МЭЙВИС»

Сергей КОЛОВ

Перед второй мировой войной западные военные эксперты оценивали японскую авиацию как слабую и устаревшую. Считалось, что конструкторы Страны Восходящего солнца не в состоянии создать современные военные самолеты с высокими летными данными и мощным вооружением. Такая успокоенность слишком дорого обошлась впоследствии США и Великобритании, когда союзники столкнулись в боях над Тихим океаном с целым рядом самолетов с красными кругами на крыльях, которые не только не уступали, но зачастую и превосходили своих соперников по всем параметрам. Естественно, за несколько лет мощные военно-воздушные силы создать невозможно. Япония еще в начале 30-х годов стала уделять огромное внимание созданию и принятию на вооружение самых современных машин, которые появились у них практически в каждом классе боевых самолетов. В начале 1934 г. фирма «Мицубиси» приступила к испытаниям двухмоторного цельнометаллического бомбардировщика с убирающимся шасси, получившего обозначение G3M. Этот самолет до начала вой-ны оставался основным бомбардировщиком морской авиации и очень неплохо повоевал в Китае. В следующем году поднялся в воздух истребитель Мицубиси А5М, ставший одним из первых в мире монопланов для базирования на авианосцах. Это был вполне современный истребитель, в чем могли убедиться советские пилоты в небе Китая и Халкин-Гола. Не отставала и гидроавиация. Япония собиралась воевать на просторах Тихого океана и современный дальний морской разведчик был просто ей необходим.

В 1934 г. руководство авиации Имперского военно-морского флота разработало требования к летающей лодке с обозначением Х-9, которая изначально должна была опережать по характеристикам любой гидросамолет потенциального противника (то есть США и Великобритании). При крейсерской скорости 222 км/ч для разведчика Х-9 запланировали дальность более 4500 км с мощным подвесным вооружением, состоящим из двух торпед по 800 кг или же нескольких бомб.

Задание на постройку Х-9 получила фирма «Каваниши Кокуи К. К.», самая опытная в стране в области создания больших гидросамолетов. Именно «Каваниши» в 1931-1933 гг. выпустила для ВМФ четыре летающие лодки бип-ланной схемы НЗК2, созданные с помощью английской фирмы «Шорт Бразерс» на базе известного гидросамолета Шорт «Калькутта».

Главный конструктор Шизуо Кикуха-ро отказался теперь от биплана, остановив свой выбор на схеме парасоль с подкосным крылом. Само крыло для обеспечения заданной дальности выполнили с огромным - 40 метров - размахом, что почти вдвое превышало длину лодки. До сих пор гидросамолеты с таким размахом крыла не строили не только в Японии, но и во всем мире. Цельнометаллическое крыло имело прямоугольную форму с закругленными законцовками и выполнялось с тремя лонжеронами. Рулевые поверхности шли практически по всему размаху и включали в себя закрылки и элероны. К фюзеляжу крыло крепилось на двух мощных Л-образных пилонах, стоящих друг за другом. От нижней части фюзеляжа шли по два подкоса с каждой стороны. От главных подкосов в середине отходили еще дополнительные опорные стойки, и в местах их соединения с каждой сторонырасполагался узел для подвески бомо или торпед. Подкрыльевые поплавки на двух стойках с тросовыми растяжками были не-убираемыми. Фюзеляж также выполнялся цельнометаллическим и его конструкция во многом повторяла проверенную технологию фирмы «Шорт Бразерс».

В просторной кабине с большим остеклением сидели рядом два летчика, за ними были кресла командира экипажа, штурмана, радиста и бортинженера. Еще в экипаж входил наблюдатель, также отвечающий за переднюю открытую турель с пулеметом «тип 92» калибра 7,7 мм. Еще один стрелок с таким же пулеметом находился в застекленной задней части за двухкиле-вым хвостовым оперением с подкосами. В передней и задней огневых точках пулемет двигался вручную, а за крылом имелась турель с третьим пулеметом, оснащенная электроприводом, впервые используемым для этой цели в военной авиации Японии. Здесь, в случае необходимости, оборону занимал радист.

Силовая установка состояла из четырех 9-цилиндровых двигателей воздушного охлаждения Накадзима «Хикари»2 (взлетная мощность 700 л. с), которые вращали трехлопастные винты постоянного шага «Сумитомо» диаметром 3,1 метра. Топливо размещалось в шести крыльевых баках, а при необходимости дополнительное горючее можно было взять в специальный отсек в фюзеляже.

Первый прототип новой лодки поднялся в воздух 14 июля 1936 г. Заводские испытания показали, что гидросамолет удался и уже через 11 дней лодку передали военным для пробной эксплуатации. Военные летчики остались довольны машиной, высказав, правда, пожелания об улучшении путевой устойчивости самолета и его управляемости на воде. Отметили также недостаточную мощность двигателей.

Проектировщики срочно доработали конструкцию самолета. Сместили на 50 см вперед ступеньку редана, увеличили размах элеронов и площадь килей для лучшей путевой устойчивости. Согласились заменить и двигатели на 14-цилиндровые Мицубиси «Кинсей» 43 взлетной мощностью по 1000 л. с. каждый. Но ввиду отсутствия на фирме этих моторов было решено закончить испытания первых прототипов с прежними двигателями.

После обширных эксплуатационных испытаний в Кокутае (полк, морской авиации), базирующемся в Иокогаме, первый, третий и четвертый экземпляры лодки получили, наконец, новые двигатели и официально поступили на вооружение под обозначением «Летающая лодка Тип 97 модель 1», или коротко Н6К1. Фирма «Каваниши» получила заказ от авиации ВМФ на серийный выпуск этого самолета.

За первыми машинами последовала партия из 10 предсерийных лодок, получивших обозначение Н6К2 и отличавшихся лишь небольшими изменениями в оборудовании. Н6К2 при нормальном взлетном весе 16 000 кг имела максимальную скорость 332 км/ч на высоте 2100 метров и дальность с подвеской бомб и торпед 4132 км. А на крейсерской скорости 222 км/ч гидросамолет мог барражировать почти 19 часов.

Первый конфликт, в котором довелось участвовать Н6К2, был довольно необычным. Зимой 1939 г. между СССР и Японией возникли разногласия по поводу разделения зон рыболовства в Татарском проливе и Охотском море. Для оказания силового давления на советскую сторЪну применили летающие лодки «каваниши». Из Иокогамы четыре самолета срочно перебросили на север, якобы для тренировок в холодном климате. Японцы считают, что именно подобная демонстрация дальнего морского разведчика (у нас такой машины на вооружении не было) и помогла подписанию совместного решения с выгодными для японских моряков условиями.

Кроме сурового севера, опробовали лодки и в тропиках. Испытания проводились в районе Маршалловых островов и программа была очень насыщенной. Лодки совершали многочисленные взлеты и посадки в открытом море ночью и днем, и отрабатывали заправку со специальных танкеров вдали от базы. Но основной акцент в полетах делался на разведывательное фотографирование. Причем, кроме своей территории, японские летчики тренировались и над островами Гилберта, которые находились под контролем англичан. В одном из таких полетов лодку заметили, но официальный протест англичане почему-то не подали. Выполняя подобные задания, экипажи накопили богатейший опыт дальних перелетов, который очень пригодился в ходе боевых действий на Тихом океане.

Заманчивой была идея использовать новые самолеты и на гражданских авиатрассах. При этом экипажи шлифовали бы летное мастерство, перевозя одновременно груз и почту. Командование авиации Имперского флота подписало с авиакомпанией «Даи-Ниппон» соответствующее соглашение и в качестве транспортных самолетов ей передали две Н6К2. Все военное оборудование и вооружение сняли, а в фюзеляже оборудовали грузовой отсек и две пассажирские кабины на 8 и 10 человек. Такой вариант получил обозначение H6K2-L. Впервые лодка с гражданским регистрационным номером проделала путь из Иокогамы до островов Палау (Каролинские острова) 4 апреля 1939 г. Взлетев в 6 часов утра, лодка пролетела 2610 км до острова Сайпан за 10,5 часов со средней скоростью 260 км/ч. На следующее утро в 7 часов приступили ко второму этапу длинного путешествия, и в полдень экипаж при-воднил гидросамолет в бухте на Палау. Обратный путь проходил по такому же маршруту, и 10 апреля лодка вернулась в Иокогаму.

Первоначально выбор даты вылета и частота подобных рейсов оставались за военными, что не устраивало руководство авиакомпании. Но с конца 1939 г. «Даи-Ниппон» добилась самостоятельности в планировании полетов, и дважды в неделю строго по расписанию H6K2-L стали уходить в дальние полеты. Вскоре авиакомпания заказала следующие шестнадцать H6K2-L (об этой модификации речь пойдет ниже) и в 1941 г. вылеты совершались уже три раза в неделю. В августе 1940 г. открыли новый маршрут длиной 4200 км в сторону Маршалловых островов - Палау-Трук-Понапе-Джалуит. А маршрут Иокага-ма-Палаув октябре 1941 г.продолжили на юг до Дили (о. Тимор). Вылеты по этим супердальним рейсам выполнялись вплоть до нападения на Пирл-Харбор.

После выпуска десяти Н6К2 фирма «Каваниши» передала флоту два штабных Н6КЗ для перевозки важных персон. Дальний разведчик и бомбардировщик Н6К4 стал следующим, самым массовым вариантом самолета - было выпущено 120 машин. Запас топлива на Н6К4 достигал 13,5 тонн и дальность получилась просто рекордной - 6000 км. Поменялось и вооружение: вместо верхней турели с электроприводом оставили пулемет в открытой огневой точке, и еще пара пулеметов стояла в блистерах по бокам фюзеляжа. Хвостовая кабина стрелка за оперением была теперь больше по размерам, поскольку пулемет в ней заменили на пушку «тип 99» калибра 20 мм. Двигатели - все те же Мицубиси «Кинсей» 43, но с августа 1941 г. стали устанавливать чуть более мощный «Кинсей» 46.

Собранные лодки продолжали поступать в Кокутай в Иокогаме, и в течение 1939 г. этот полк полностью перешел на новые машины. Общее количество Н6К в нем достигало двадцати четырех. Вторым соединением морской авиации, полностью укомплектованным гидросамолетами, стал Кокутай на Тайване, получив двадцать четыре Н6К к ноябрю 1940 г. К началу войны на Тихом океане приступил к перевооружению и полк в Сасебо.

Кроме основной серии военного разведчика Н6К4, за 1940 г. выпустили шестнадцать грузо-пассажирских H6K4-L для авиакомпании «Даи-Ниппон». Оснащенные двигателями «Кинсей» 43, эти самолеты были похожи по внутреннему устройству на первые H6K2-L. Морская авиация получила двадцать транспортных H6K4-L с моторами «Кинсей»46.В военном варианте кабина экипажа выполнялась с меньшим остеклением, а задняя огневая точка не демонтировалась, хотя вооружения в ней не было.

H6K5-L, переданный после войны Индонезии (под крылом видны опозновательные знаки этой страны)

К началу войны на Тихом океане в авиации Имперского флота насчитывалось 66 летающих лодок: кроме упомянутых в Иокогаме и на Тайване, еще пятнадцать в Сансебо и три в Йокосуке. Перед нападением Японии на США базы гидросамолетов разместили поближе к основным театрам военных действий. Лодки из Иокогамы перелетели на атолл Вотье на Маршаллах, а Кокутай с Тайваня перебазировался на острова Палау. Одновременно с атакой авианосцев на Пирл-Харбор летающие лодки с атолла Вотье должны были совершить нападение на американские базы, расположенные на островах Хауленд и Бейкер. Четырехмоторные «каваниши» рано утром 8 декабря точно вышли на цель, но командир соединения не получил по рации из-за помех подтверждения о начале боевых действий. Поэтому гидросамолеты вернулись на базу, повторив атаку на следующий день. Разведчики этого полка 11 декабря бомбили остров Уэйк, внеся свой вклад в захват этой американской базы. Самолеты с Палау переместились на гидроаэродром Давао на Филлипинах, откуда контролировали водное пространство в районе Молуккских островов. Во время одного из разведывательных полетов шесть лодок этой части атаковали голландскую плавучую базу гидросамолетов «Херон».

4 января 1942 г. восемь лодок йока-гамского Кокутая совершили свой первый рейд на бомбардировку важнейшей базы Рабаул (о. Новая Британия). В дальнейшем, после захвата базы японцами, основная часть полка перелетела на остров Грин к северу от Рабаула, а пять машин разместили на острове Мэйкин (о-ва Гилберта). С острова Грин восемь Н6К в начале февраля дважды атаковали ночью Порт-Мор-сби. А 20 февраля разведчики «каваниши» обнаружили эскадру ВМС США во главе с авианосцем «Лексингтон», направлявшуюся к Рабаулу. Однако вернуть базу американцам не удалось, и эскадра, после атаки японскиих бомбардировщиков и торпедоносцев, отступила в сторону Гавайских островов.

Союзники все чаще сталкивались на Тихом океаном с летающей лодкой Н6К, и, в соответствии с установившейся традицией, самолетам присвоили упрощенные названия, чтобы не путаться в длинных японских обозначениях. Военный разведчик получил имя «Мэй-вис» («Mavis»), а его транспортный вариант - «Тилли» («Tillie»). В дальних разведывательных полетах у «Мэйви-сов» было немного шансов встретиться над океаном с истребителями противника. Поэтому такой недостаток, как отсутствие бронезащиты и непротек-тированные топливные баки особой роли не играл. Но если лодки привлекались для атак по наземным базам с сильной противоздушной обороной, то уцелеть экипажу на незащищенной машине было очень трудно. Отсутствие брони и непротектированные баки являлись «ахиллесовой пятой» многих японских самолетов, и уже во время войны приходилось дорабатывать конструкцию. На новой четырехмоторной лодке фирмы «Каваниши», получивший впоследствии обозначение Н8К1 и созданной для замены Н6К, также поначалу отсутствовала защита экипажа и топлива. Однако вскоре военные потребовали установить на Н8К1 бронеспинки кресел и протектировать баки. Непонятно, почему «Мэйвис» не был доработан подобным образом.

Пока готовились к серийному выпуску Н8К1, сборка Н6К не прекращалась. В 1941 г. появилась последняя модификация гидросамолета-Н6К5 с мощными двигателями «Кинсей» 51 по 1300 л. с. Соответственно, увеличилась и максимальная скорость, достигнув 385 км/ч на высоте 6000 метров. Никакой защиты экипажа и топливных баков там не предусматривалось. Усилили только вооружение, добавив над кабиной башенку с дополнительным пулеметом калибра 7,7 мм. Всего выпустили тридцать шесть Н6К5, а с начала 1942 г. «Мэйвис» на конвейере заменила более современная Н8К1 «Эмили». Но окончание серийного выпуска разведчика вовсе не означало конца его военной карьеры, и лодки продолжали нести боевую службу над Тихим океаном.

Часть самолетов последней модификации Н6К5 поступила в Кокутай из Иокогамы, который в очередной раз перебазировался на новое место на Соломоновы острова. Именно отсюда лодки «Мэйвис» в мае 1942 г. вылетали на разведку во время морского сражения в Коралловом море. Однако 16 августа американским самолетам с авианосцев удалось подстеречь четырехмоторные «каваниши» на стоянках и уничтожить почти все машины. После стольудачной атаки американцев гидроавиация Имперского флота насчитывала в этом районе лишь восемь Н6К на Соломоновых островах и по три Н8К в Рабауле и Шортхэнде, Поэтому пришлось срочно перебрасывать сюда часть Н6К с Андаманских островов в Индийском океане.

К декабрю 1942 г. японские полки гидроавиации обладали смешанным парком самолетов, поскольку, кроме уже имевшихся Н6К, все в большем количестве поступали на вооружение новые лодки Н8К. В начале 1943 г. несколько Н6К оборудовали радаром с антеннами на передней кромке крыла, и они стали первыми японскими самолетами с локаторами.

На завершающем этапе войны устаревшие Н6К все реже применяются для дальней разведки, уступая место более совершенным Н8К. К началу 1944 г. остались только две части, эксплуатировавшие «Мэйвис»; в остальных полках имелись лишь единицы Н6К. В апреле 1945 г. произошло почти полное перевооружение на сухопутные бомбардировщики. Однако 12 уцелевших лодок Н6К, переданных в полк морской авиации в Асамо, совершали вылеты до самого конца войны, правда, в основном их использовали в качестве транспортников. Еще со времен нападения на Пирл-Харбор выполняли грузовые перевозки и специально для этого предназначенные H6K2-L и H6K4-L. Грузовые летающие лодки входили в 5-ю и 6-ю запасные транспортные части и обслуживали удаленные точки на маршруте Иокогама-Палау-Джалуит. И хотя основная часть таких полетов проходила вдалеке от баз союзников, несколько самолетов все же было сбито.

Общее количество выпущенных лодок составило 215 машин всех модификаций. Несмотря на то, что самолет впервые оторвался от воды еще в далеком 1936 г., он с достоинством прослужил до августа 1945 р., пока капитуляция Японии не поставила точку и на дальних перелетах «Мэйвис» и «Тилли». Конечно, недоработкой конструкторов можно считать отсутствие брони и протестированных баков, но в какой-то мере это компенсировалось отличной управляемостью самолета на воде и в воздухе и просто рекордной дальностью. Даже с принятием на вооружение более совершенной лодки Н8К «Эмили», ее старшая сестра «Мэйвис» продолжала нести боевую службу. Именно поэтому летающую лодку Каваниши тип 97 Н6К можно смело поставить на одно из первых мест среди всех больших гидросамолетов второй мировой войны.

This file was created

with BookDesigner program

bookdesigner@the-ebook.org

15.04.2010

Оглавление