Авиация и космонавтика 2008 02

Крылья над морем

Продолжение. Начало в №7-12/2006,1-4,7-12/2007, 1/2008

18 ноября 1972 г. на специально оборудованную площадку, смонтированную на полётной палубе противолодочного крейсера (ПКР) пр. 1123 "Москва" произвёл посадку самолёт вертикального взлёта и посадки (СВВП) Як-36М, разработанный в ОКБ А.С.Яковлева, и пилотируемый лётчиком-испытателем М.С. Дексбахом. Присутствовавший при этом знаменательном событии командующий авиацией ВМФ маршал авиации И.И.Борзов дал указание командиру ПКР "Москва" капитану второго ранга А.В.Довбне произвести запись в вахтенном журнале: "День рождения палубной авиации!" Эта дата действительно является знаковым событием, так как впервые в истории отечественной авиации и флота самолёт произвёл посадку на боевой корабль. К этому шли долго, путь становления СВВП также оказался не лёгким.

Как известно, первый успешный взлёт самолёта с крейсера "Бирмингем" американский лётчик Юджин Эли выполнил 14 ноября 1910 г. 18 января 1911 г. он же произвёл посадку на палубу крейсера "Пенсильвания", доказав возможность полётов самолёта с корабля. С полным основанием можно считать, что гениальный самоучка, к сожалению рано ушедший из жизни, открыл новую страницу в истории мировой авиации. Однако важность этих исторических событий вначале не оценили. В тот период предпочтение отдавали гидросамолётам, которые могли производить взлёт с корабля, используя катапульту. После выполнения полета они приводнялись поблизости от корабля и с помощью лебёдки поднимались на борт. Но это было позже, а в первый период становления корабельной авиации большинство кораблей и катапульт-то не имели, гидропланы спускались на воду краном. Корабли, которые обеспечивали базирование самолётов, используемых подобным методом, называли авиатранспортами или авиаматками. Во время Первой мировой войны в русском и английском флотах успешно использовались корабли подобного типа с гидросамолётами.

Слабое развитие палубной авиации в Первой мировой войне до некоторой степени можно объяснить ограниченными задачами, которые решали корабельные самолёты. А задачи эти являлись следствием их невысоких возможностей. В 1930-1940 годах некоторые линкоры и крейсера имели один или два лёгких гидросамолёта, взлетавших с помощью катапульт и предназначенных для выполнения разведки, связи, корректировки огня корабельной артиллерии. В Советском ВМФ такие самолёты назывались бортовыми, или эскадренными. Последнее связано с тем, что они предназначались для разведки в интересах оперативно-тактического соединения, к которым относилась эскадра кораблей.

Со временем выяснилось, что самолёты с обычной схемой шасси обладают рядом существенных преимуществ перед гидросамолётами, и их приспособили для взлёта с палуб кораблей и посадки на них. Такие корабли стали именоваться авианосцами.

Самолёты начала Второй мировой войны имели небольшие взлётно-посадочные скорости и могли производить взлёт и посадку на "гладкую" палубу авианосца, не оборудованную ускорительными и тормозными устройствами.

Повышение боевых возможностей самолётов привело к увеличению их веса, росту взлётных и посадочных скоростей. Полётные палубы авианосцев пришлось не только удлинять, но и предусмотреть разгонные устройства – катапульты для взлёта самолётов и тросовые аэрофинишёры, обеспечивающие остановку самолёта на коротком участке палубы после посадки.

Вторая мировая война выявила высокие возможности авианосцев как боевого средства. Так, если к её началу ВМС США имели лишь пять кораблей подобного класса, то к концу войны их количество возросло почти в тридцать раз.

Авианосцы совершенствовались и постепенно превратились в основную ударную силу на море, а в послевоенный период – в подготовленный резерв стратегических сил в локальных конфликтах и ядерной войне, оружие устрашения и дубинку в руках президентов США для вмешательства в международные дела и решения своих собственных интересов. Не стоит также забывать о том, что авианосцы в политическом смысле являются выражением престижа и морской силы государства. Это самые сложные корабли, и их постройка требует высокого уровня развития науки и техники, а содержание и эксплуатация обходятся очень дорого.

После окончания Второй мировой войны в Советском Союзе на повестку дня стал вопрос создания мощного океанского флота. Опыт минувшей войны со всей очевидностью показал, что корабли, не обеспечиваемые истребительным прикрытием, представляют довольно лёгкую добычу для вражеской авиации. До полного осознания, что авианосцы являются плавучими аэродромами, а основное их ударное оружие – это палубные самолёты, было ещё далеко. По этой причине самолёты предполагалось использовать для решения узкого круга задач, связанных с обеспечением ПВО корабельных групп и соединений за пределами радиуса действий истребителей берегового базирования. В очередной раз встал вопрос о финансировании разработки кораблей соответствующего класса и авиационного комплекса для них.

При конструктивной сходности с самолётами, базирующимися на сухопутных аэродромах, к корабельным ЛА предъявляются специфические требования: повышенная антикоррозийная стойкость, совместимость с корабельными системами, ограничения в весах и габаритах, наличие складывающихся элементов конструкции, возможность взлёта и посадки с корабля и др.

По методу взлёта с корабля различают самолёты катапультного, вертикального, короткого или трамплинного взлёта. По методу посадки: аэрофинишёрные, вертикальные, с укороченным пробегом.

Корабельные самолёты катапультного взлёта до эволютивной скорости (минимальная скорость, на которой становятся эффективными аэродинамические управляющие поверхности) разгоняются с помощью привода паровой катапульты, а посадку производят на аэрофинишёр, трос которого захватывает гак самолёта и плавно тормозит до полной остановки. Большинство самолётов подобного типа отличает высокая тяговооружённость, мощная механизация крыла, возможно меньшие взлётные и посадочные скорости, наличие тормозного гака, усиленные опоры шасси с усовершенствованной амортизацией, улучшенный обзор из кабины лётчиков, складывающиеся элементы планера и др.

В начале пятидесятых с появлением мощных турбореактивных двигателей, обеспечивших получение большой тяги, появилась возможность создания СВВП. Самолёты подобного типа производят взлёт и посадку за счёт вертикальной составляющей тяги силовой установки, которая должна превышать вес самолёта.

К началу 70-х годов наиболее ощутимых результатов в разработке СВВП достигла английская фирма "Хоукер Сиддли", закончившая в 1966 г. испытания истребителя-бомбардировщика "Хариер GR1" с максимальной скоростью полёта 1185 км/ч, оборудованного единым двигателем.

Корабли для базирования СВВП не нуждаются в катапультах и аэрофинишёрах, в лучшем случае на них предусматриваются трамплины. В Советском ВМФ корабли, на которых базировались КЛА любого типа, получили название авианесущих. При этом основное назначения корабля сохраняется в соответствии с его классом.

Идея посадить СВВП на корабль показалась заслуживающей внимания. 15 августа 1956 г. вышло постановление Совмина СССР, в котором говорилось о том, что в ходе работ по созданию самолётов-истребителей с вертикальным взлётом и посадкой на площадки ограниченных размеров следует предусмотреть возможность использования этих самолётов для нужд ВМФ.

Принятию Постановления предшествовали успешные экспериментальные работы, проведенные в нашей стране по вертикально взлетающему аппарату, получившему название "Турболёт", который 24 августа 1956 г. демонстрировал лётчик-испытатель Ю. А. Гарнаев на воздушном параде в Тушине.

В конце пятидесятых годов имелись и другие предложения: одноместный истребитель-бомбардировщик с двумя подъемно-маршевыми двигателями (ПМД) типа Р-21М-300; штурмовик с двумя турбореактивными двигателями (ТРД) типа Р-11В-300, оснащенными турбовентиляторными агрегатами. Последние представляли собой комбинацию ТРД и вентиляторов в крыле, приводимых в действие газовой струей от ПМД. Подобное техническое решение довольно широко обсуждалось специалистами ведущих авиационных держав. Определённый интерес в частности представляет работа известного конструктора Бартини, предложившего противолодочный вертикально-взлетающий самолёт-амфибию, проект которого был рассмотрен и одобрен Министерством обороны. Об этой работе Бартини известно немного 1*. Планер самолёта Бартини имел крыло типа "обратная чайка" с переменными по размаху углами стреловидности и закрученности. Основная часть корпуса – центроплан большой хорды, по бортам которого снизу крепились два убирающихся в полёте надувных понтонных поплавка. Не рассматривая конструктивные особенности, остановимся на схеме его силовой установки, которая должна была состоять из газотурбинных двигателей, газовая струя которых на режиме взлёта, висения и посадки должна была приводить в действие четыре подъёмных вентилятора. Управление ЛА в полёте предполагалось производить с помощью рулей самолётного типа, а на режиме висения и малых скоростей – дифференциальным изменением вертикальной тяги.

В 1960 г. советской делегации, возглавляемой известным конструктором А. С. Яковлевым, представилась возможность ознакомиться с СВВП Short SC. 1. на авиационной выставке в Фарнборо. Возможно, последнее обстоятельство повлияло на решение Яковлева попытаться создать самолёт подобного типа.

Постановление Совмина о разработке одноместного истребителя-бомбардировщика с двумя ТРД типа Р21М-300 тягой по 5000 кгс. было принято 30 октября 1961 г. Самолет рассчитывался на полет с максимальной скоростью 1100-1200 км/ч на высоте 1000 м. Взлетный вес – не более 9150 кг. Работы, начавшиеся в 1962 г., завершились созданием СВВП Як-36.

1* Прим OCR: Более чем странное утверждение. Об этой разработке уже опубликовано достаточно много, включая фотографии машин реализованных в "железе".

Самолёту вертикального взлёта и посадки, чтобы он поднялся в воздух, необходимы: силовая установка, обеспечивающая вертикальный взлёт (посадку), висение, обычный полёт и боевое маневрирования, а также устройства для управления на всех режимах полёта. Это далеко не полный перечень особенностей СВВП.

При вертикальном взлёте (висении) суммарный вектор тяги силовой установки направлен по нормали к поверхности, следовательно, струи выхлопных газов, имеющих большую кинетическую энергию, будут растекаться, взаимодействовать между собой, с внешним потоком воздуха (особенно при движении корабля), с поверхностями самолёта и двигателями. Выхлопные газы при попадании на вход двигателей снижают тягу, а вследствие их подсасывающего действия уменьшается подъёмная сила. При встрече нескольких отражающихся от поверхности потоков могут возникать нестационарные восходящие газовые потоки (фонтаны), неравномерно нагружающие конструкцию ЛА. Всё это нужно было исследовать и принять соответствующие конструктивные меры.

Як-36 в продувочной трубе ЦАГИ

Экспериментальный СВВП Як-36

Первое затруднение, с которым столкнулись разработчики, – отсутствие достаточно мощных, экономичных и надёжных отечественных двигателей. В нашей стране в этот период не оказалось двигателя достаточной мощности, обеспечивающего, как на английских самолётах, возможность висения и полёта, что существенно упрощало конструкцию. Нам пришлось идти другим путём. Уверения разработчиков и представителей ОКБ, что они не ставили задачу создания самолёта с единым подъёмно-маршевым двигателем как для вертикальных режимов, так и для других режимов полёта, вряд ли соответствуют реальности. Они исходили из того, чем располагали. Разработка двухконтурных двигателей в нашей стране только начиналась.

В это время в конструкторском бюро С. К. Туманского на базе ТРД типа Р11 -300 ведущий конструктор Ю.Т. Гусев разрабатывал двигатель с улучшенными характеристиками, получивший обозначение Р27-300, который и показался более или менее подходящим для самолёта, получившего название Як-36. Из конструкции двигателя исключили форсажную камеру, что привело к снижению тяги до 5300 кгс. Два двигателя разместили в носовой части фюзеляжа самолёта так, чтобы суммарный вектор тяги при отклонённых вниз насадках реактивных сопел проходил через центр тяжести самолёта. Подобная компоновка силовой установки, расположенной в фюзеляже, привела к необходимости установки велосипедного шасси с одноколесной передней и двухколесной задней опорой (впрочем, самолёты с шасси подобного типа ОКБ разрабатывало и раньше). Крыльевые опоры убирались против направления полета в обтекатели. Рабочее место лётчика разместили над двигателями.

Конструкция планера была типичная для самолетов тех лет и не претендовала на новизну: фюзеляж типа полумонокок и лонжеронное крыло с закрылками.

Из аэродинамики известно, что на самолётных режимах угол атаки крыла находится в прямой зависимости от скорости полёта, а при маневрах зависит от величины продольной перегрузки, поскольку вес самолёта уравновешивается аэродинамической подъёмной силой крыла. Устойчивость и управляемость в этом случае также обеспечивается аэродинамическими силами, возникающими при обтекании несущих и управляющих поверхностей самолёта.

На вертикальных и переходных режимах устойчивость и управляемость достигается с помощью специальных органов управления – струйных рулей, дополняемых системой автоматического управления (САУ), обеспечивающей стабилизацию параметров движения и демпфирование колебаний самолёта. На самолёте Як-36 эту задачу решала реактивная система управления положением поворотных насадков реактивных сопел (далее по тексту – сопел). Изменение высоты полёта на висении и режимах околонулевых скоростей обеспечивалось рычагом управления двигателями (РУД), перемещение изменяло тягу силовой установки, и самолёт приобретал вертикальное ускорение того или иного знака. На переходных режимах перемещение РУД и изменение угла атаки приводит к увеличению высоты и обеспечивает разгон, темп которого зависит от угла наклона суммарной равнодействующей тяги силовой установки.

Реактивная система управления работала на сжатом воздухе, отбираемом от компрессоров двигателей, и включала трубопроводы с заслонками, подводящие воздух к соплам: переднему (на штанге, являвшейся и весовой компенсацией) и заднему для управления по тангажу; двум соплам на консолях для управления по крену и тяг, связанных с силовой установкой. Некоторые, наиболее далёкие от авиации, предполагали, что установленная впереди самолёта штанга с утолщением предназначалась для тарана в воздушном бою.

Всего было построено четыре самолёта Як-36, из которых два предназначались для лётной отработки. Один из лётных экземпляров весной 1963 г. доставили на аэродром ЛИИ в Жуковском. Ведущий лётчик-испытатель Ю.А. Гарнаев приступил к отработке висений на привязи высотой до полуметра. Дальнейшие испытания продолжил лётчик-испытатель полковник В. Г. Мухин. Висения выполнялись над бетонированной ямой, накрытой металлической решёткой для отвода отработавших газов, температура которых превышала 600 град.

Як-36 во время порода в Домодедово

На этом этапе изучались процессы, связанные с засасыванием отработавших горячих газов в воздухозаборники двигателей, и другие сопутствующие сюрпризы: тряска, тенденции к заваливанию самолёта, когда запас струйных рулей приближался к предельному. Более или менее устойчивый режим работы двигателей и висение удалось обеспечить установкой дефлекторов и реактивной газовой защиты.

На доводку силовой установки и струйного управления ушло более года. Устранив тряску, уменьшив разрежение от газового потока под крылом и выявив необходимые соотношения между перемещениями органов управления и расходом воздуха в струйных рулях, 27 июля 1964 г. Мухин выполнил первый полет по-самолётному. После этого три самолёта доработали, установив по два подфюзеляжных киля. 24 марта 1966 г. Мухин выполнил полёт по "полному профилю" т.е. с вертикальным взлётом и посадкой.

Установленные рядом двигатели наводили на мысль, что при отказе одного из них самолёт незамедлительно перевернется и лётчик не успеет его покинуть. Чтобы предотвратить столь фатальное развитие ситуации, лётчику должна была помочь установленная на самолёте автоматизированная система, отслеживающая положение СВВП и выдающая сигнал на катапультирование на самом опасном этапе: от взлёта до завершения переходного режима. Самолёт оборудовали системой автоматического спасения с катапультным креслом конструкции ОКБ А. С. Яковлева.

В сентябре 1966 г. на аэродроме Кубинка организовали показные полёты Як-36, пилотируемого Мухиным, для руководителей правительства.

Через десять месяцев, 9 июля 1967 г., на воздушном параде в Домодедово демонстрировались самолёты с укороченным взлётом и посадкой "23-01" ОКБ А. И. Микояна, Т-58ВД ОКБ П. О. Сухого и СВВП Як-36 ОКБ А. С. Яковлева. Последний самолёт также пилотировал Мухин.

Представители ВВС к новинке отнеслись настороженно, большого оптимизма и положительных эмоций самолёт у них не вызвал. И этому имелись некоторые основания: из-за ограниченной тяги силовой установки самолёт не мог поднять боевую нагрузку, а о базировании на полевых аэродромах можно было и не думать. В принципе Як-36 ещё не походил на военный самолёт. Не в полной мере удалось к этому времени разрешить проблемы с висением самолёта из-за сложности системы струйного управления. По этим и ряду других причин предложение Генерального конструктора А.С. Яковлева о постройке опытной серии из 10-12 машин подобного типа поддержки не получило.

В этой непростой обстановке группа энтузиастов под руководством заместителя Генерального конструктора С. Г. Мордовина после совместной работы ОКБ и институтов МАП решила приступить к проектированию СВВП с комбинированной силовой установкой из трёх двигателей: уже показавшего себя усовершенствованного ПМД типа Р27В-300 и двух подъёмных двигателей (ПД| типа РД36-35ФВ разработки КБ П.А. Колесова (ведущий конструктор А. Дынкин).

Научно-технический комитет Минавиапрома, рассмотрев проект, дал заключение о возможности создания самолёта с подобной силовой установкой.

Возможность создания самолёта-истребителя вертикального взлета не имела достаточного обоснования, и министр авиационной промышленности Дементьев предложил вначале на основе Як-36 разработать лёгкий самолёт-штурмовик Як-36М, а затем уже построить сверхзвуковой истребитель Як-36МФ (Як-36П).

Командование ВМФ и штаб авиации ВМФ оказались не столь привередливыми в выборе ЛАК, а желание иметь авианосцы или что-то подобное и, соответственно, корабельные самолёты, было велико. Главком ВМФ С. Г. Горшков приказал, чтобы к 10 сентября 1967 г. соответствующие организации представили ему соображения по целесообразности базирования самолётов Як-36М на кораблях ВМФ и ожидаемым боевым возможностям. На совещании в конце сентября были заслушаны доклады представителей Военно-Морской академии, филиала ЦНИИ №30 МО и др. организаций. Ввиду сложности оценки возможностей СВВП и некоторой неопределённости, решили, согласившись с предложением о размещении Як-36 на кораблях, поддерживать исследования по самолётам с катапультным взлётом и аэрофинишёрной посадкой.

В конце декабря 1967 г. вышло Постановление Совмина, в соответствии с которым НПО "Скорость" получило задачу: в течение 1969-1970 годов построить пять опытных самолётов Як-36 М, в том числе один с двойным управлением.

Главком ВВС маршал авиации Вершинин 25 января 1968 г. утвердил согласованные с авиацией ВМФ тактико-технические требования (ТТТ) к "лёгкому штурмовику Як-36М вертикального взлёта и посадки с ПД типа РД36-35ФВ и ПМД типа Р27В-300".

Соответственно ТТТ, самолёт Як-36М предназначался для решения задач в интересах сухопутных войск, а при базировании на противолодочных крейсерах (ПКР) пр. 1123 – для уничтожения надводных кораблей и береговых объектов в морских операциях и ведения визуальной воздушной разведки. Его предполагалось использовать также для борьбы с самолётами дальнего радиолокационного обнаружения и противолодочными.

Впоследствии на военно-технической конференции в 1968 г. главком ВМФ выразился о дальнейших перспективах корабельной авиации довольно определённо: "для прикрытия сил флота в удалённых районах моря и океана ВМФ должен на базе самолёта Як-36 иметь палубные самолёты-истребители с вертикальным взлётом. Наиболее правильно было бы иметь самолёты многоцелевого назначения со сменным составом вооружения".

Работы начались. Новый самолёт Як-36М должен был существенно отличаться от прототипа. В апреле 1970 г. под председательством заместителя командующего авиацией ВМФ генерал-лейтенанта авиации Н.А. Наумова состоялась макетная комиссия ВВС и ВМФ, которой были представлены одновременно макет и первый экспериментальный экземпляр Як-36М №01 г. Протокол замечаний комиссии содержал ряд пунктов, к основным из которых относилось требование замены катапультного кресла КЯ-1М (конструкции ОКБ Яковлева) на унифицированное кресло К-36ВМ (КЯ-1М оставили на первых десяти самолётах) и улучшения бокового обзора из кабины. Неудобство катапультного кресла первого типа состояло в необходимости взвешивать лётчиков перед полётом и соответственно изменять положение механизмов катапульты, центрируя кресло.

Второй опытный Як-36М – первый самолет, совершивший посадку на палубу корабля

Испытания первого экспериментального самолёта Як-36М №01, построенного 15 апреля 1970 г., проводились вначале на стенде для измерения температурных полей, регулировки двигателей и струйного управления. На этом самолёте 22 сентября 1970 г. выполнялось свободное висение на высоте 0,5 м. Второй опытный самолёт, построенный к 15 октября 1970 г., отрабатывался на стенде сил и моментов для снятия характеристик струйного управления, исследования явлений рециркуляции и подсоса выхлопных газов на высотах менее 2 м, показавших, что потеря тяги достигает 800 кгс. Для снижения рециркуляции газов на фюзеляже установили газоотводящие ребра, сопло переднего ПД повернули на 15° против направления полета.

24 ноября 1970 г. на самолете №02 Мухин выполнил скоростную рулежку, а через три дня – подлет (с разбегом). После решения методического совета МАП о подъёме самолёта, Мухин 2 декабря 1970 г. выполнил полёт на втором экземпляре Як-36М со взлётом по-самолётному. Сопровождавший его МиГ-21 пилотировал летчик-испытатель ЛИИ Л.Д. Рыбиков. Для сокращения длины пробега сопло ПМД после приземления самолёта переводилось в вертикаль. Третий Як-36М поступил в ЛИИ 17 мая 1971 г., а 16 июня летчик-испытатель Ю.А. Шевяков выполнил на нём первый вылет. 30 июля самолёт на пробеге опрокинулся и три месяца находился в ремонте.

В ходе работ колею шасси увеличили с 2,2 до 2,75 м за счет изменения конструкции основных стоек, а в хвостовой части фюзеляжа установили контейнер с тормозным парашютом. Таким образом, многочисленные пожелания о необходимости расширения колеи шасси самолёта, предназначенного для корабельного базирования, наконец-то превратились в реальность. 25 февраля 1972 г. летчик-испытатель М.С. Дексбах на втором Як-36М впервые выполнил полет "по полному профилю", 20 марта примерно такой же полет состоялся на самолёте №01, а 1 августа – на третьей машине, оснащенной пушечным контейнером УПК-23-250. Третий самолёт в дальнейшем вынес основные нагрузки при отработке вариантов подвесок средств поражения.

В апреле 1972 г. заводская отработка закончилась и начался этап государственных совместных испытаний.

Для ускорения проведения лётно-морских испытаний Як-36М Главный штаб ВМФ выделил ПКР "Москва". В центре его вертолетной палубы смонтировали взлётно посадочную площадку (ВППл) размером 20x20 м, изготовленную из стальных листов толщиной 10-мм, покрытых термостойкими плитами. 16 ноября 1972 г. "доработанный" корабль прибыл в район Феодосийского залива.

С тем, чтобы дать представление лётчику-испытателю М. С. Дексбаху о методике захода для посадки на корабль, ему дали несколько ознакомительных полётов на вертолёте Ка-25 с инструктором – лётчиком-инспектором боевой подготовки авиации ЧФ подполковником Н.П. Праховым. Расстояния, которые корабельные РЛС измеряли в милях и кабельтовых, предварительно перевели в метрические, и информацию экипаж вертолёта получал в километрах и метрах. Кроме того, по оси захода, в точках, соответствующих удалению запуска ПД и переводу сопел ПМД в вертикаль, выставили корабли.

Утром 18 ноября 1972 г. самолёт Як-36М, пилотируемый лётчиком-испытателем М. С. Дексбахом, взлетел с аэродрома Кировское, вышел в район стоянки корабля и стал заходить на посадку с кормы. На удалении от корабля 6,5-8,5 км был произведён запуск ПД. Через некоторое время, подняв столб брызг, самолёт произвел посадку. 22 ноября 1972 г. М.С. Дексбах выполнил полёт по "полному профилю" с палубы корабля, после чего самолёт произвёл посадку на аэродроме. В последующих полётах на ПКР "Москва" оценивалась возможность эксплуатации самолёта при качке, которую имитировали, ввиду отсутствия подходящих условий на Чёрном море, с помощью корабельных успокоителей качки. После окончания полётов площадку за ненадобностью демонтировали.

Первый этап государственных совместных испытаний продолжался до сентября 1974 г. Самолеты Як-36М после соответствующих формальностей допустили к эксплуатации в строевых частях и для проведения государственных испытаний головного тяжёлого авианесущего крейсера (ТАКР) пр. 1143 "Киев".

Решение о запуске Як-36М в серийное производство (18 боевых самолётов и два учебных самолёта за три года) на Саратовском авиазаводе было принято в 1973 г., и уже в следующем году там собрали первые три серийные машины. На этом предприятии (до войны он назывался Саратовский завод комбайнов и выпускал самолёты Як-1) строились фюзеляжи трех опытных машин, а также (по договору с Черноморским судостроительным заводом) габаритно-массовый макет самолёта для отработки его размещения на ангарной палубе строящегося "Киева".

В Акте государственных испытаний самолёта Як-36М, который утверждён главкомами ВВС и ВМФ в декабре 1974 г., записано: обзор передней полусферы, особенно если угол тангажа самолёта превышает 6 град., затруднён из-за. стрелкового прицела; зеркало, предназначенное для наблюдения за задней полусферой, 8 лучшем случае позволяет контролировать только открытие створок подъёмных двигателей. Самолёт приняли с массой недостатков. Перечень дефектов и отказов, подлежащих устранению до поступления самолёта в части, составлял 22 пункта, а дефектов, которые должны быть устранены в сроки, согласованные между ВВС и МАП, содержал 274 пункта. Столь большой объём недоработок напрямую связан с осторожностью, а в некоторых случаях и перестраховкой, с которой подходили к принципиально новому самолёту.

Первая посадка Як-38 на палубу противолодочного крейсера "Москва"

Первый серийный самолёт Як-36М покинул сборочный цех 20 февраля 1975 г., самолёт Як-36ВМ с двойным управлением – 1 апреля 1976 г. По некоторым данным, всего с 1974 г. было построено порядка 230 самолетов Як-38 и Як-38У. В ноябре 1975 г. в авиацию ЧФ на аэродром Саки поступили три самолета второй серии. В ходе серийного производства в конструкцию постоянно вносились усовершенствования.

Доработки и дополнительные испытания продолжались почти два года, и только 6 октября 1976 г, приказом Министра обороны СССР самолёт Як-36М был принят на вооружение под названием Як-38 со следующими данными: максимальная скорость – 1 200 км/ч (на высоте 2 000 м), практическая дальность без подвесок – 530 км, две ракеты уменьшали дальность на 100 км, максимальный взлётный вес самолёта – 10 300 кг. В начале эксплуатации имелся ряд ограничений: угол пикирования (кабрирования) до 45 град, перегрузка при выводе из вертикальных фигур – не свыше 4 ед, минимальная эволютивная скорость – 450 км/ч. Большинство ограничений впоследствии было снято.

Оба противолодочных крейсера пр. 1123 ("Москва" и "Ленинград") имели палубу закрытого типа, малопригодную для полётов СВВП. Кроме того, корабли этого проекта имели небольшой по площади ангар, ограниченные емкости для авиационного топлива и не обладали высокой мореходностью. Руководствуясь этими соображениями, корпус находившегося на стапеле в Николаеве третьего корабля пр. 1123 в начале 1970 г. разобрали и 21 июля того же года заложили головной корабль – ТАКР пр. 1143 "Киев" (до 1977 г. он назывался "ПКР с авиационным вооружением"), а через два года – второй – "Минск". Программой строительства предусматривалось строительство пяти кораблей подобного проекта, фактически построено четыре, пятый корабль уже существенно отличался от своих предшественников.

Крейсер "Киев" и последовавшие за ним три корабля рассчитывались на базирование и обеспечение боевой деятельности до 30 ЛАК. Согласно расчётам запасы топлива на корабле (цистерны общей емкостью 1598 м2 ) должны были обеспечить выполнение до 90 самолёто-вылетов Як-38 в течение 3,5 суток группами по 6 самолётов при кренах корабля до 6 град, дифференте 3 град, и результирующем воздушном потоке до 15 м/с.

Для взлета и полётов ЛАК предназначалась палуба длиной 184 м, шириной 24 м, пристыкованная под углом 6 град к носовой части корабля, занятой противокорабельными ракетами П-500. Её общая площадь, включая техническую позицию, составляла 6 200 кв. м. На палубе, одна за другой, через 24 м размещались позиции семи ВППл, причём носовая предназначалась только для вертолёта. Предполагалось, что сквозная палуба обеспечит равномерное обтекание её воздушным потоком. Однако этого не произошло из-за нагромождения надстроек, располагавшихся по правому борту корабля (на третьем корабле пр. 1143 площадь надстроек несколько уменьшили). Размещение так называемого "острова" справа, а не слева объясняется физиологическими способностями лётчиков: при исправлении ошибки решение и разворот самолёта (вертолёта) влево выполняются быстрее, чем в правую сторону.

На палубе размещено специальное светотехническое оборудование: опознавательные кодовые огни в верхней части фок или грот мачты корабля; заградительные огни (синего цвета на ближайших к ВППл препятствиях, фок и грот мачтах); ограничительные огни (по контуру полётной палубы, красные); огни общей подсветки; огни подсветки ветроуказателя; автоматический световой указатель положения полётной палубы. Для уточнения ряда показателей Черноморский судостроительный завод установил в 1972 г. на аэродроме ЛИИ натурный отсек корабля с участком полетной палубы, на котором проводили гонки двигателей самолёта Як-36М, чтобы определить степень температурного влияния реактивной струи на поверхность и подпалубное пространство и замерить уровень шума в помещениях.

Самолёты размещались в ангаре, для доставки их на полётную или техническую палубу предназначались два подъёмника.

На кораблях пр. 1143 устанавливалось навигационное оборудование для обеспечения полётов: навигационный комплекс (азимутально-дальномерный маяк, аппаратура обработки, передачи данных и изображения), комплекс обеспечения инструментального захода на посадку (курсо-глиссадный радиомаяк); посадочный радиолокационный комплекс (две посадочные РЛС, аппаратура обработки и индикации). Организация технического обеспечения на корабле имела много особенностей: ограниченные площадки; сильный воздушный поток, сопровождаемый шумами; взлёт и посадка самолётов вблизи корабельных надстроек и механизмов создавали завихрение воздушных потоков; высокая влажность воздуха, воздействие на палубу электромагнитных полей, ограничение количества отладочных и регулировочных работ, необходимость перемещения ЛА по палубе и в ангаре. Особое значение уделялось изучению влияния качки корабля на выполнение взлёта и посадки.

ТАКР "Киев" во время своего первого похода в Средиземном море

Подъем Як-38 на палубу "Киева"

Подъемник для боезапаса

Первая посадка двух самолетов Як-36М на ТАКР "Киев" состоялась 18 мая 1975 г. Серийный самолет №02 пилотировал летчик-испытатель ЛИИ МАП О.Г. Кононенко, самолёт №04 – летчик-испытатель НИИ ВВС полковник В.П. Хомяков (третий опытный Як-36М из-за отказа канала САУ-36 был вынужден произвести посадку по-самолетному на аэродром Саки). 20 мая Кононенко демонстрировал Як-36М в воздухе Министру обороны А.А. Гречко и главкому ВМФ С.Г. Горшкову. Испытания Як-36М на ТАКР "Киев" завершились 24 октября 1975 г.

В ходе испытаний были получены более обстоятельные данные о температурах и поле турбулентного потока над палубой, вызываемом газовыми струями от работающей силовой установки, действующих на самолёт в процессе взлёта и посадки. Влияние этих возмущений усугублялось статической неустойчивостью самолёта на этих режимах, и расход струйных рулей, как показывали исследования, в отдельных случаях достигал 0,72-0,78 их полного диапазона.

Из материалов испытаний следовало, что скорость газовых струй после встречи с палубой существенно снижалась, они растекались вдоль неё на расстояние 25-30 м от самолёта, поднимались вверх, взаимодействовали с набегающим потоком и подогревали его на 25-30 град. И эта смесь выхлопных газов с воздухом возвращалась на входные устройства ПД самолёта, что уменьшало их тягу. А так как температурное и скоростное поля результирующего потока носили нестабильный характер, то наряду с общим падением тяги ПД возникал помпаж (неустойчивая работа компрессора), что затрудняло взлёт или исключало его. Растекание выхлопных струй существенно осложняло групповой взлёт.

Приработка самолёта Як-38 к кораблю шла практически в течение всего периода сдаточных и ходовых испытаний последнего. И следует отметить значительный вклад в успешное завершение этого процесса вице-адмирала Е.И. Волобуева и генерал-лейтенанта авиации Г. В. Павлова (впоследствии командующий авиацией ТОФ, погибший в авиационной катастрофе на самолёте Ту-104 в феврале 1991 г. в Ленинграде).

Первый корабль пр. 1143 "Киев" 16 декабря 1976 г.вошёл в состав ВМФ.

Самолёт Як-38 – одноместный цельнометаллический среднеплан клёпаной конструкции нормальной аэродинамической схемы со стреловидным крылом, хвостовым оперением, убирающимся в полёте трёхопорным шасси и комбинированной силовой установкой.

Фюзеляж – стрингерный полумонокок переменного овального сечения с силовым набором из 40 шпангоутов, стрингеров и лонжеронов. Фюзеляж состоит из головной и хвостовой частей. В головной расположены гермокабина и отсеки оборудования, двигателей и передний топливный бак. Под кабиной находится ниша передней опоры шасси, за ней – воздухозаборники и воздушный канал ПМД.

В хвостовой части расположены поворотные насадки ПМД и второй топливный бак.

Крыло состоит из центральной части (ЦЧК) и двух складывающихся частей (СЧК). Каждая СЧК крепится к ЦЧК двумя шарнирными узлами и в полётном положении запирается двумя штырями. Для удобства размещения в самолётном ангаре СЧК с помощью гидропривода поворачиваются относительно ЦЧК вверх на 102 град. Площадь крыла составляет 18,7 м2 . При этом исходили из того, что самолёту с вертикальным взлётом и посадкой большая площадь крыла не требуется. Размах крыла – 7,12 м; поперечное V – 10 град; угол установки – 0 град.

Крыло оборудовано выдвижными закрылками щелевого типа, установленными на роликах в двух направляющих рельсах в неотъёмной части крыла, перемещаемых гидроцилиндрами. Закрылки имеют только два положения: 0 и 35 град. Выпущенные закрылки обеспечивают приросткоэффициента подъёмной силы крыла до 0,26.

Схема силовой установки Як-38 и приводов к газовым рулям

Первый серийный Як-38

В хвостовой части каждой СЧК самолёта Як-38 на трёх узлах подвешиваются элероны. Правый элерон снабжён триммером.

Хвостовое оперение самолёта Як-38 однокилевое с низкорасположенным стабилизатором. Каждая половина руля высоты подвешена к стабилизатору в трёх точках. Правая половина руля высоты снабжена триммером.

Шасси самолёта трёхопорное. Передняя нога с нетормозным самоориентирующимся в пределах до 110 град, в каждую сторону колесом. Главные ноги рычажного типа с тормозными колёсами. В процессе разработки самолёта колею шасси после аварии в 1971 г. не только увеличили на 50 см, но и изменили конструкцию основных стоек.

Парашютно-тормозная система предназначена для сокращения длины пробега и состоит из контейнера и тормозного парашюта ПТК-36, створок, замка и др. деталей. Тормозной парашют площадью 13 м2 используется только в диапазоне скоростей от 50 до 320 км/ч. Блокировка выпуска парашюта в этом диапазоне скоростей обеспечивается датчиком на колесе левой главной опоры шасси.

По принятой схеме двигатели установлены в разных отсеках фюзеляжа.

Подъёмно-маршевый Р27В-300 расположен в задней части фюзеляжа, имеет однорежимные воздухозаборники по бортам фюзеляжа за кабиной лётчика и работает в течение всего времени полёта. Двигатель выполнен по двухвальной схеме. Двигатель снабжён криволинейным полусферическим реактивным соплом с двумя поворотными сужающимися насадками для изменения направления вектора тяги, приводимыми во вращение гидромоторами. Перевод сопла из вертикального положения в горизонтальное занимал по времени 6 с. Из горизонтального положения в вертикальное сопло переводилось бесступенчато, при обратном перемещении – с фиксацией на 25 и 45 град, от вертикали по вектору тяги, что обеспечивалось электрической блокировкой. Одновременно с изменением тяги ПМД на этих режимах в целях сохранения продольной балансировки самолёта автоматически изменялась тяга ПД.

Подъёмно-маршевый двигатель обеспечивал питание сжатым воздухом струйной системы управления самолётом и раскрутку роторов ПД при их запуске. На ПМД установлены стартёр-генератор, два гидронасоса, генератор переменного тока.

Тяга ПМД на взлётном режиме 5900 кгс.

Два подъёмных двигателя РД36-35ФВ размещались в отсеке передней части фюзеляжа за кабиной лётчика по схеме "тандем" и использовались только на вертикальных и переходных режимах полёта. Воздухозаборники ПД находились в верхней части фюзеляжа и закрывались сверху створкой. Благодаря применению титановых и алюминиевых сплавов двигатель имел относительно небольшой вес. Подъёмный двигатель по сравнению с ПМД проще и состоит из шестиступенчатого компрессора, прямоточной камеры сгорания, одноступенчатой турбины и нерегулируемого реактивного сопла. Продольные оси ПД наклонены вперёд на 10 град, от вертикали, причём сопло первого развёрнуто назад на 15 град (25 град, от вертикали)., а заднего – вперед на такой же угол (5 град, от вертикали). Допустимое время работы ПД не более 2 мин (за ресурс допускалось использовать 20 продлённых циклов по 5 мин). Тяга каждого двигателя – 2900 кгс; ресурс – 1030 циклов, вес 199 кг.

Расположение ПД по схеме "тандем" вызывало некоторые опасения, что и подтвердили дальнейшие события. Так, 30 января 1984 г. произошла авария самолёта Як-38У ВВС ТОФ, пилотируемого старшим лейтенантом Волоховым с контролирующим капитаном Десятниковым. Через 55 с после взлёта на высоте 240 м и скорости 200-240 км/ч самолёт перешёл на пикирование. При достижении угла 28 град, и непрекращающейся тенденции к его увеличению лётчики катапультировались и приводнились недалеко от корабля. Причина аварии: останов первого ПД на этапе разгона из-за разрушения диска первой ступени компрессора. Во второй двигатель попали лопатки компрессора первого двигателя и, он также вышел из строя.

Топливо для двигателей (авиационный керосин в количестве 2 750 кг (при сверхштатной заправке на 150 кг больше) размещалось в двух баках-кессонах и вырабатывалось в автоматическом или ручном режимах. Первый бак являлся расходным. Перекачивающий насос, установленный в днище бака №2, подавал топливо в бак №1. Гидротурбонасосы в баке обеспечивали подачу топлива к двигателям при их режимной работе. Питание ПМД на режимах, связанных с отрицательными перегрузками, обеспечивали два топливных аккумулятора. Автоматическая выработка топлива производилась в следующей последовательности: из переднего бака расходовалось 190 л, затем открывался кран и перекачивалось 500 л в первый бак (до остатка 190 л во втором баке). Предусматривалась подвеска двух сбрасываемых топливных баков по 400 кг.

Приборная панель Як-38

Управление самолётом состояло из обычного и реактивного. Управление рулями высоты и элеронов снабжено необратимыми гидроусилителями, питающимися от основной или дублирующей системы со следящей жёсткой обратной связью. Усилия на рулях каналов управления создавались пружинными механизмами загрузки. Управление рулём поворота безбустерное. Для балансировки самолёта по курсу предназначен триммер руля направления, а балансировка по тангажу и крену производилась с помощью триммеров руля высоты и элеронов, но только при безбустерном управлении.

Органы обычного и реактивного управления кинематически связаны. Вся проводка управления самолётом и двигателями выполнена жёсткими тягами, к которым подсоединены датчики углового перемещения. К управлению подключена система автоматического управления САУ-36.

Система реактивного управления включала заслонки отбора воздуха, установленные по обе стороны ПМД; блок заслонок подачи воздуха; две заслонки носовых и хвостовых рулей; четыре струйных руля; воздухопроводы. От компрессора ПМД отбиралось до 10 кг/с давлением до 16 кгс. При нейтральном положении рулей максимальный расход воздуха через носовые и хвостовые струйные рули составлял 7,2 кг/с. Температура воздуха, поступающего по трубопроводам системы струйного управления достигала 350-370 град.

Система струйного управления характеризуется жёсткими кинематическими зависимостями. Заслонки подачи воздуха на раскрутку ПД, носовой струйный руль и заслонки отбора воздуха, управляемые от гидросистемы самолёта, имеют два положения (открыто, закрыто). Углы отклонения остальных заслонок зависят от положения органов управления.

При нейтральном положении руля высоты дроссельная заслонка хвостового струйного руля открыта на 60 град, (от нейтрали). При отклонении ручки управления от себя заслонка носового струйного руля приоткрывалась на 48 град., хвостового на 45 град.; при взятии ручки на себя дроссельная заслонка носового струйного руля приоткрывалась на 38 град., хвостового – на 40 град.

Нейтральному положению ручки управления по крену соответствовали закрытые верхние окна и открытые на 5 мм нижние окна обоих крыльевых струйных рулей. При перемещении ручки управления влево нижние окна правого крыльевого струйного руля открывались полностью. При перемещении ручки управления вправо крыльевые струйные рули занимали противоположные положения.

При полной даче педали ножного управления в ту или иную сторону руль поворота отклонялся на 30 град., носовой и хвостовой струйные рули – на 45 град, от вертикали (в противоположные стороны).

Реактивная система, а точнее, ее недоработки, нередко завершались катастрофами и авариями.

Так, 18 мая 1979 г. произошла катастрофа самолёта Як-38, пилотируемого лётчиком лейтенантом Гусенковым. Лётчик выполнил зависание над ВПП на высоте 10-12 м для последующей посадки, довернул самолёт против ветра и начал снижение. На высоте 4-5 м у самолёта появился левый крен 7,5 град, через 2 с – правый крен, достигший 21,5 град. После этого самолёт с левым креном более 90 град коснулся левой консолью ВПП, перевернулся, ударился хвостовым оперением и фонарём лётчика и разрушился (отключил систему аварийного катапультирования). Причина катастрофы: нарушение управления из-за отказа заслонок системы отбора воздуха от ПМД на струйные рули.

Но не все отказы завершались столь трагично.

Авария самолёта Як-38, пилотируемого капитаном Новичковым, случилась 7 июня 1977 г. На высоте 8-10 м после взлёта лётчик начал выполнять доворот. Из-за запоздалой дачи ноги самолёт начал разворачиваться с набором высоты и увеличением скорости. На высоте 150 м и скорости 90 км/ч сложилась аварийная ситуация с возникновением правого крена в 31 град. Лётчик катапультировался, так как его усилия парировать крен оказались безуспешными. Причина аварии: отказ системы реактивного управления самолётом по каналам курса, тангажа и крена из-за потери герметичности магистрали подвода воздуха к струйным рулям от ПМД.

Реактивная система кроме струйного управления обеспечивала также раскрутку ПД при их запуске. Открытие створок и запуск ПД производились автоматически с помощью рычага "стоп-запуск" в кабине лётчика. Воздух для раскрутки ротора ПД подводился от компрессора ПМД, если его сопло находилось в горизонтальном положении. По окончании цикла запуска ПД выходили на малый газ. После этого управление всеми двигателями производилось с помощью РУД подъёмно-маршевого двигателя с автоматической модуляцией тяги ПД и ПМД при отклонении органов управления по тангажу, дополняя систему реактивного управления на вертикальных и переходных режимах. Конструктивно это обеспечивалось единой, жёсткой для всех двигателей системы, связывающей поводки их насосов-регуляторов с РУД и ручкой управления при отклонении сопла ПМД на угол больше 25 град, от горизонтального положения. Таким образом, независимо от лётчика осуществлялась жёсткая связь между оборотами всех двигателей и положением руля высоты (фактически положением дроссельных заслонок носового и хвостового струйных рулей).

Як-36М № 7977864401137 Монино, Музей ВВС

Як-38 заходит на посадку

Теоретически подобная система должна была обеспечить высокую надёжность, но и она иногда оказывалась причиной нештатных ситуаций. Так, 6 июля 1981 г. потерпел аварию самолёт Як-38, пилотируемый лётчиком ВВС СФ старшим лейтенантом Евграфовым. На пятой секунде после взлёта по вертикали у самолёта появился пикирующий момент. Несмотря на прилагаемые лётчиком усилия, самолёт продолжал опускать нос. Система автоматического катапультирования СК-ЭМ сработала на высоте 4 м с углом тангажа 27 град, и выбросила лётчика. Самолёт с углом 90 град, столкнулся с ВПП. Причина аварии: рассогласование усилий систем синхронизации тяг двигателей силовой установки вследствие конструктивно-производственных недостатков. 28 июля 1986 г. произошла катастрофа самолёта Як-38, на этот раз при заходе на посадку. Проход ДПРС выполнен в нормальном режиме с вертикальным положением сопла ПМД. На удалении 1,5 км от аэродрома и поступательной скорости 100 км/ч самолёт перешёл на снижение и с углом тангажа 41 град, столкнулся с землёй. Система СК-ЭМ не сработала. Катастрофа произошла из-за изменения режимов работы ПД вследствие рассогласования тяги обратной связи системы управления двигателя по причине КПН.

Система автоматического управления самолетом включала два автопилота, в качестве датчиков для них использовалась инерциальная курсо-вертикаль ИКВ-2 и невыбиваемая курсовертикаль НКВ-2. Кроме того, с САУ взаимодействовала пилотажно-навигационная система. Совместную работу САУ и лётчика обеспечивали рулевые агрегаты (РАУ), выполненные в виде раздвижных тяг, установленных в проводку управления самолётом последовательно, и другие устройства.

Система автоматического управления имела режимы работы: ВВП; "демпфер"; "стабилизация", "совмещённое управление".

В первый режим САУ переходила автоматически при переводе сопла ПМД в вертикальное положение (на углах 60-65 град, от вертикали) или включалась лётчиком. Стабилизировались крен и тангаж, которые были в момент включения.

Режим "Демпфер" обеспечивал гашение короткопериодических колебаний, особенно в болтанку.

В режиме стабилизации подканалы крена и тангажа работали в режиме "Демпфер" и стабилизировали крен, тангаж и курс, которые были в момент включения.

При использовании режима работы "Совмещённое управление" лётчик пилотируя самолёт вручную, выводил его в новое положение (на новый курс и т.п.) и отпускал кнопку "Совм. упр", после чего самолёт стабилизировался с новыми углами крена, тангажа и курса.

Кабина лётчика была обеспечена необходимыми средствами жизнеобеспечения, в том числе и созданной для Як-36М катапультной установкой К-36ВМ, электрической системой автоматического катапультирования СК-ЭМ, устройством отделения откидной части фонаря, бортовой системой управления катапультированием, механизмом сброса левой руки лётчика с РУД .

Кресло К-36ВМ состояло из сиденья, комбинированного стреляющего механизма КСМУ-36-1, коробки механизмов и систем.

Первая ступень двухтрубного стреляющего механизма работало при ходе кресла по направляющим до 1045 мм и придавала ему за 0,2 с начальную скорость не менее 14,5 м/с; пороховой реактивный двигатель второй ступени работал 0,4 с и развивал тягу 3300 кгс. При ходе кресла свыше 1705 мм вводилась в действие вторая ступень. Пороховой реактивный двигатель снабжён механизмом "переброса" сопла, который приводился в действие только при автоматическом катапультировании на вертикальных и переходных режимах полёта и способствовал увеличению высоты траектории катапультного кресла. Сторона "переброса"сопла зависела от направления изменения и величины угла тангажа при аварии. Катапультирование на самолётных режимах производилось вручную от ручки катапультирования.

Автоматическое катапультирование на вертикальных и переходных режимах обеспечивала система СК-ЭМ, которая включалась в рабочее состояние при отклонении поворотного сопла свыше 55 град, от вертикали. Информация об углах, угловой скорости тангажа и крена самолёта, поступавшая от различных датчиков, обрабатывалась СК-ЭМ, и в случае их критических значений (крен-20-30 град., угловая скорость 28-38 град./с) она выдавала сигнал на автоматическое катапультирование. Система включалась и выключалась лётчиком. Кроме ручного управления системой СК-ЭМ предусматривалось её автоматическое отключение, если угол отклонения сопла ПМД превышал 67 град, от вертикали независимо от положения ручного переключателя.

При эксплуатации самолёта с корабля на кресло устанавливался механизм для отклонения траектории полёта кресла влево при катапультировании. Это сделано, чтобы исключить вероятность столкновения с надстройками, расположенными по правому борту. При перелётах с корабля на береговой аэродром посадку рекомендовалось производить по-самолётному, так как при катапультировании с левым креном и с подключённым механизмом безопасная высота покидания самолёта увеличивалась.

Взлет по тревоге с палубы ТАКР

Авиагруппа на борту ТАКР "Киев"

Система аварийного сброса откидной части фонаря – электромеханическая. Аварийный сброс обеспечивался только при закрытой верхней створке ПД. Сброс фонаря мог производиться как от приводов катапульты кресла, так и от кнопки "Авар, сброс фонаря" на правом борту кабины. На вертикальных и переходных режимах, когда верхняя створка ПД находилась в открытом положении, катапультирование производилось через остекление фонаря толщиной 8 мм., которое разрушалось пробойниками, установленными на заголовнике кресла. Чтобы разрушить остекление фонаря при заклинивании его отъёмной части, в подфонарной раме при аварийном покидании самолёта на земле без катапультирования кресла, предназначалась система аварийного отстрела заголовника. На заголовнике имелось гнездо с шариковым замком для ручки его аварийного отстрела ( ручка размещалась на вертикальной стенке правого пульта кабины).

Как при автоматическом, так и при ручном катапультировании электросхема катапультной установки обеспечивала одновременную подачу напряжения от системы СК-ЭМ на включение ряда электромеханизмов: притяга и фиксации лётчика в кресле (аварийный притяг плеч и пояса, подъём ног, фиксация рук ограничителями разброса); механизма опускания светофильтра защитного шлема ЗШ-5А; "переброс" сопла порохового двигателя.

Для обеспечения безопасного катапультирования при неподвижной позе установлен механизм сброса левой руки с РУД-а. В соответствии с инструкцией вертикальные и переходные режимы полёта лётчики должны были выполнять с притянутыми и зафиксированными эксплуатационной системой плечами и поясом.

К дополнительным средствам обеспечения и спасения относились парашют ПСУ-36 серии с ИПС, высотный морской спасательный костюм ВМСК-4; облегчённый носимый аварийный запас и др.

В апреле 1978 г. произошло автоматическое катапультирование лётчика В. А. Казанцева при выполнении вертикальной посадки. Катапульта сработала автоматически по достижении самолётом параметров настройки системы СК-ЭМ "на пикирование". Катапультирование произошло практически с уровня земли (высота висения 1 м) после удара носовой частью самолёта о ВПП. Перед срабатыванием катапульты самолёт совершал колебательные движения с нарастающей амплитудой в диапазоне углов тангажа от плюс 27 до минус 1 7 град, с угловыми скоростями до 50 град, и ударами носовой и хвостовой частью о ВПП. Катапультирование произошло через остекление фонаря, траектория отстрела была близкой к вертикальной. Наполнение парашюта началось на высоте 70-80 м и закончилось на 20-25 м. В состав пилотажно-навигационного, радио- и радиоэлектронного оборудования, установленного на самолёте Як-38, входили гироскопические приборы, предназначенные для определения углов крена и тангажа с выдачей их потребителям, обеспечивающие измерение курса в условиях базирования на корабле.

Для формирования курса в системе используется совместная работа курсовой гироплатформы с магнитным корректором. Магнитный корректор измеряет курс самолёта относительно магнитного или истинного меридиана и выдаёт его для коррекции сигналов курса, снимаемого с курсовертикали. Курс самолёта выставляется с помощью выносных устройств гироскопических устройств выставки курса (ГУВК), связанных с корабельным гирокомпасом.

Основная гидравлическая система самолёта обеспечивала питание гидроусилителей и управление складывающимися частями крыла. В качестве рабочего тела в основной бустерной системе использовалась жидкость АМГ-10. Система силовых приводов обеспечивала уборку и выпуск шасси, закрылков, открытие и закрытие створок ПД, заслонок забора воздуха в систему реактивного управления, открытие и закрытие заслонок поддува воздуха на раскрутку ПД или на передний струйный руль.

Двухместный Як-38МУ

Взлет Як-36МУ с палубы ТАКР "Новороссийск"

Пневматическая система самолёта состояла из трёх автономных систем: аварийной, резервной, герметизации фонаря. Первая обеспечивала: аварийный выпуск шасси, закрылков, створок ПД и заслонок реактивной системы управления; вторая: резервное торможение колёс и выпуск парашюта.

Много времени ушло на отработку комплекса вооружения самолёта. Вначале предполагалось установить двуствольную пушку ГШ-23, но по весовым соображениям этот вариант отклонили и остановились на подвесных контейнерах (УПК-23-250). Вооружение самолёта обеспечивало подвеску бомб общим весом до 600 кг; четырех блоков с неуправляемыми ракетами С-5; управляемых ракет класса "воздух-поверхность" Х-23 с комплексом наведения в специальном контейнере. На внутренние крыльевые пилоны подвешивались 2 – 4 ракеты Р-60 класса "воздух-воздух" с тепловым наведением. Для прицеливания при использовании артиллерийского и ракетного оружия и бомбометания с пологого пикирования предназначался оптический прицел.

Самолёт оборудован системой автоматической регистрации параметров полёта (САРПП) "Тестер-УЗЛ". На магнитную пленку записываются параметры полёта самолёта, режимы работы двигателей и систем. На самолётах первых серий "Тестер" устанавливался внутри фюзеляжа, но при попадании самолёта в воду создавались сложности с извлечением "чёрного ящика". Поэтому его перенесли за сопло ПМД. При столкновении с землёй или поверхностью воды он отделялся, и его можно было найти по сигналам радиомаяка.

Основные требования к учебному варианту Як-36М зам. главкома ВВС по вооружению М.Н. Мишук утвердил 4 марта 1971 г. Опытный самолёт, длина которого увеличилась на 1.4 м, был построен в ОКБ 19 мая 1972 г. Некоторые затруднения возникли с обзором из второй кабины.

Безопасное покидание самолёта в аварийной ситуации двумя лётчиками обеспечивается разведением траекторий кресел на режимах вертикального взлёта и посадки и временной задержкой порядка 0,6 с в срабатывании стреляющих механизмов на других режимах. 17 августа 1972 г. лётчик-испытатель М.С. Дексбах поднял Як-36МУ в воздух по-самолётному.

Первый этап государственных совместных испытаний учебного самолета начался 23 марта 1973 г. на базе ЛИИ в Жуковском, а с 25 сентября 1973 г. по 31 июля 1974 г. продолжался в Ахтубинске. Самолёт получил положительную оценку, однако в отчёте записали необходимость изменить состав оборудования серийного самолёта. До февраля 1975 г. Як-36МУ №01 выполнил 135 полетов. Этот самолёт использовался для обучения в Ахтубинске, а затем в Саках, где после выработки ресурса был установлен на постамент. В начале апреля 1978 г. был построен первый серийный самолёт Як-36МУ. Согласно приказу Министра обороны от 15 октября того же года самолет получил наименование Як-38У.

(Продолжение следует)

Спасение сбитого американского пилота во время Корейской войны с помощью вертолета И.И.Сикорского Н-19 (S-55)

Евгений РУЖИЦКИЙ