Предисловие редакции: Этот новый анализ первого в Советском Союзе истребителя вертикального взлета и посадки (ВВП; а не вертикального и короткого взлета и посадки [КВВП]), который с 1975 года стоит на вооружении авианосцев класса Kiev (авианесущих крейсеров проекта 1143 «Кречет»), показывает насколько ограниченными должны быть возможности этого самолета. Одним из его фундаментальных недостатков является мощность двигателя, которая даже сейчас является одной из наиболее общих проблем советской авиационной промышленности. Продолжат ли Советы прикладывать усилия по созданию полноценного истребителя с КВВП или они вообще откажутся от подобной авиатехники? Является ли Forger (далее в тексте статьи «як») большим разочарованием?
![Предисловие редакции: Этот новый анализ первого в Советском Союзе истребителя вертикального взлета и посадки (ВВП; а не вертикального и короткого взлета и посадки [КВВП]), который с 1975 года стоит на](https://avatars.dzeninfra.ru/get-zen_doc/4976231/pub_6188ff413f200a5b1f7cd411_6189000d3f200a5b1f7d90c3/scale_1200)
Предыстория
В течение 1960-х годов в конструкторских бюро американских и европейских авиастроительных компаний появилось ошеломляющее разнообразие проектов СВВП. В то время большинство стран с развитой авиастроительной промышленностью серийно изготавливали первое поколение сверхзвуковых истребителей и обратились к решению следующей серьезной проблеме – независимости от взлетно-посадочных полос.
Большинство из этих ранних проектов СВВП потерпели неудачу по техническим или политическим причинам. Основными техническими причинами были недооценка неблагоприятных эффектов влияния реактивной струи на подъёмную силу, потерь тяги из-за рециркуляции горячих газов и необходимость отбора мощности для струйных рулей реактивной системы управления. Политические причины включали в себя сокращение оборонного бюджета, неспособность согласовать требования международных программ и нежелание одновременно разрабатывать боевые СВВП и вспомогательные самолеты с ВВП, которые в то время считались взаимодополняющими. Единственным ранним проектом СВВП, который имел развитие, стал Harrier.
Несомненно, вдохновленные успехом экспериментального самолета Kestrel, советские конструкторы разработали два прототипа СВВП. Эти прототипы были представлены в 1967 году, но только в 1975 году первый принятый на вооружение советский боевой палубный самолет Yak-36 Forger (Як-38) появился в Средиземном море на борту авианосца Kiev (авианесущего крейсера «Киев»). В ранних отчетах приписывали «яку» некоторые довольно экстравагантные показатели летных характеристик. На более поздних фотографиях показаны особенности самолета, которые предполагают более скромный уровень характеристик.
Горизонтальный полет
При внимательном рассмотрении фотографии «яка» на палубе советского авианосца выясняется, что все три аэродинамические поверхности управления включают в себя шарниры со смещенными назад осями и выступы на задней кромке. Это явное свидетельство того, что органы управления приводятся в действие вручную, а не с помощью силового привода. В частности, стабилизатор имеет выпуклость примерно на 70% длины хорды, что, очевидно, является цапфой обычного руля высоты. Геометрия, по-видимому, исключает возможность изменения угла установки, балансировки или устройств обратной связи стабилизатора.
Ручное управление (система управления без использования бустеров) непригодно для полета на околозвуковых скоростях из-за очень больших усилий на органах управления и резких, а иногда и беспорядочных изменений балансировки, которые происходят, когда воздушный поток проходит на сверхзвуковой скорости над управляющими поверхностями. В этих условиях избежать флаттера крайне сложно. Это предполагает максимальное число Маха около 0,85, а не «отслеживаемую радаром» величину 1,05, о которой поступали многочисленные сообщения.
Другая особенность, которая противоречит сверхзвуковым характеристикам, является очень крутой угол наклона ветрового стекла равный 40°, что должно привести к раннему началу сверхзвукового потока над верхней частью фонаря кабины пилота с соответствующим увеличением сопротивления, начинающимся примерно с М = 0,75.
Тем не менее, само крыло со стреловидностью передней кромки 42° и с относительной толщиной пять или шесть процентов изначально способно к полету с околозвуковой скоростью. Если бы предполагалось, что самолет постоянно будет летать с дозвуковыми скоростями, то в целях снижения массы можно было использовать крыло с большей относительной толщиной. Объяснение этого парадокса может заключаться в том, что Yak-36P (Як-38) является предшественником полноценного околозвукового самолета с управлением с помощью гидроусилителей и другими усовершенствованиями, который ожидает доводки двигателя, который обеспечит самолету большие тяговооруженность и эксплуатационную массу.
Это может быть частью запланированной программы поэтапной разработки. Или же это могло быть результатом срочной программы перепроектирования, направленной на снижение массы конструкции самолета и проведенной после того как конструкторы осознали запас тяговооруженности, который необходим для вертикальных взлета и посадки.
Сторонники примененного на Yak-36 раздельного использования подъемно-маршевого и подъемных двигателей заявляют об определенных преимуществах по сравнению с одним двигателем с изменяемым вектором тяги, который используется на «харриере». К этим преимуществам относятся более простые схема уборки шасси, размещения топлива и вооружения, поскольку двигатели удалены от центра тяжести, и лучшая эффективность на крейсерском режиме подъемно-маршевого двигателя. Данный двигатель ближе к своему оптимальному эксплуатационному режиму с низким удельным расходом топлива, чем с убранным газом и высоким удельным расходом. Самым главным недостатком данной компоновки является низкая тяговооруженность самолета в горизонтальном полете и, как следствие, более низкие летно-тактические характеристики, если машина не имеет избыточной тяги силовой установки.
По оценкам на уровне моря предельная по тяге угловая скорость разворота «яка» составляет 10°/с, а максимальная энергетическая скороподъемность 500 футов в секунду (152 м/с). Показатели угловой скорости разворота и энергетической скороподъемности могут быть увеличены как минимум на 50 процентов с помощью силовой установки с отклонением вектора тяги, рассчитанной на использование полной тяги как во время вертикального взлета, так и в бою. Крыло больших размеров, в частности со снижением нагрузки по размаху, обеспечило бы «яку» лучшие характеристики разворота. Это также улучшило бы способность самолета выполнять укороченные взлет и посадку, но его масса определяется способностью выполнять вертикальные взлет и посадку, которая, по-видимому, была основным соображением при создании «яка».
Низкий уровень боевых характеристик сделал бы «як» легкой добычей для большинства современных истребителей НАТО, которые имеют предельную по тяге угловая скорость разворота около 15°/с. Еще больше «як» будет уступать следующему поколению натовских истребителей с угловой скоростью разворота в районе 20°/с и с четырехзначным значением (в футах в секунду) энергетической скороподъемности. Вероятно, этот низкий уровень летно-технических характеристик не оправдывает усиления планера для высоких уровней перегрузок. Вероятно, в целях экономии массы расчетная предельно допустимая перегрузка не превышает шести. С простым крылом с удельной нагрузкой примерно 100 фунтов на кв. фут (500 кг/м²), без средств механизации передней кромки или закрылков, которые могут отклоняться в боевом положении, предельная по перегрузке угловая скорость разворота оценивается примерно в 15°/с, что опять же уступает большинству западных боевых самолетов. Кроме того, использование отдельных подъемных двигателей означает, что поворотные сопла двигателя для поступательного движения расположены далеко позади центра тяжести, так что в бою отсутствует возможность изменения вектора тяги. Время, необходимое для запуска подъемных двигателей, исключает такую возможность, в отличие от доли секунды, необходимой «харриеру» для изменения вектора тяги.
Поэтому ясно, что «як» должен использоваться для защиты советского флота в первую очередь от морских самолетов-разведчиков противника, а не для завоевания господства в воздухе в зоне действия советских боевых кораблей или для поражения ударной авиации противника.
Укороченные взлет и посадка невозможны
Крыло «яка» оснащено закрылками Фаулера, занимающими часть задней кромки, и лишено предкрылков или отклоняющихся носков. При умеренной стреловидности и малом удлинении расчетный максимальный коэффициент подъемной силы составляет около 1,3, а угол атаки при сваливании – около 20°. Ранее опубликованные оценки весьма сомнительны, но при предполагаемой посадочной массе 22000 фунтов (10000 кг) при прямолинейном горизонтальном полете скорость касания (с обычным запасом) составит 160 узлов (300 км/ч). Если из средств замедления движения имеются только колесные тормоза, то длина пробега по мокрой посадочной полосе приблизится к 6500 футам (2000 м). Это, разумеется, чрезвычайная ситуация, но она может возникнуть из-за ряда различных неисправностей. Отказ подъемного двигателя, отказ привода сопла подъемно-маршевого двигателя или отказ системы управления балансировкой сил тяги могут потребовать от СВВП совершить посадку обычным способом: только с использованием подъемной силы крыла. Поднятая вверх задняя часть фюзеляжа, обеспечивающая угол касания 20°, предположительно предназначена для обеспечения максимальной полезной подъемной силы в такой ситуации. При массе 26500 фунтов (12000 кг) длина разбега оценивается в 3900 футов (1200 м).
Полет с помощью подъёмных двигателей
Как указывалось ранее, недооценка неблагоприятных эффектов влияния реактивной струи на подъёмную силу, потерь тяги из-за рециркуляции горячих газов и необходимость отбора мощности для струйных рулей поставила крест на многих ранних проектах СВВП еще на стадии прототипа. Ниже приведены некоторые типичные значения, выраженные в процентах от вертикальной тяги:
1Потери подъемной силы от воздействия реактивной струиот 2 до 4%2Рециркуляция горячих газовот 3 до 6%3Запас тяги для ускорения и маневра5%4Отбор мощности для струйных рулей10%
Примечание: пункты 3 и 4 вместе не встречаются.
Эффект «плавучести» возникает из-за того, что газы, выходящие из сопла и падающие на землю, распространяются в разные стороны. Газы начинают подниматься, когда их скорость достаточно уменьшится, и затем при пониженной температуре смешиваются с окружающим воздухом и вновь поступают в сопла двигателей. Будучи эффектом «дальней зоны» повышение температуры на входе воздухозаборников зависит от времени, и в режиме зависания у земли температура на 5°C обычно повышается уже через 30 секунд. Это приводит к потере около четырех процентов тяги. С увеличением высоты до определенного предела эффект усиливался, поскольку увеличение расстояния от сопла до поверхности уменьшало скорость газов, истекающих по касательной, означает, что они начинают подниматься ближе к летательному аппарату. По мере дальнейшего увеличения высоты эффект ослабевал и на высоте около 30 футов (10 м) он вновь становился незначительным.
Из-за указанных выше потерь успешное выполнение вертикальных взлета и посадки требует увеличения установленной вертикальной тяги на 15-20 процентов. К этому следует добавить потери на воздухозаборнике и на сопле. Они могут составлять три процента для хорошей 97-процентной эффективности воздухозаборника, но, возможно, для надфюзеляжного воздухозаборника подъемных двигателей потери могут возрасти до пяти процентов и еще на три-пять процентов снизиться вследствие раздвоения потока подъемно-маршевого двигателя и отклонения его на более чем 90°. На «яке» специальные сопла подъемных двигателей и отклоняемые сопла подъемно-маршевого двигателя повернуты внутрь по направлению к центру тяжести и выходят под углом примерно 15 ° к вертикали. Это снижает вертикальную составляющую тяги на несколько процентов тяги сопел, что требует дополнительно увеличить тягу на пять процентов. Суммируя эти эффекты, суммарная тяга подъемных и подъемно-маршевого двигателей «яка» должна быть примерно на 25-30 процентов больше массы вертикального взлета.
Заявленная установленная тяга подъемных и подъемно-маршевого двигателей «яка» составляет 2×35 кН и 78 кН соответственно, что предполагает максимальную массу вертикального взлета в диапазоне от 25300 до 26460 фунтов (11500-12000 кг). Это несколько противоречит ранее опубликованным данным в виде 16350 фунтов (7500 кг) массы пустого самолета плюс 5500 фунтов (2500 кг) топлива, что даст полезную нагрузку от 3300 до 4400 фунтов (от 1500 до 2000 кг) и опровергает борьбу за снижение массы. Представляется более вероятным, что масса пустого самолета находится в диапазоне от 18700 до 19800 фунтов (8500-9000 кг). Это гораздо более правдоподобно по сравнению с современными одно- и двухмоторными боевыми самолетами с обычными взлетом и посадкой и аналогичными размерами, которые имеют снаряженную массу от 15400 до 16500 фунтов (7000-7500 кг).
Необходимо сделать дополнительные поправки на массу подъемных двигателей и поворотных сопел подъемно-маршевого двигателя, на усиленные вырезы в фюзеляже, необходимые для размещения подъемных двигателей и обеспечения возможности демонтажа подъемно-маршевого двигателя, на механизм складывания консолей крыла и связанное с ним усиление конструкции центроплана крыла и, наконец, на эффект пустой задней части фюзеляжа, который заключался в устранении любого значительного ослабления инерции при нагрузках на хвостовое оперение во время динамических маневров. Все это, вероятно, прибавляет к массе конструкции дополнительные 2200-3000 фунтов (1000-1500 кг) или 20 процентов.
Расположение сопел подъемно-маршевого и подъемных двигателей создает Т-образную схему истечения газов. Картина течения газов образуется точкой пересечения горячих газов, истекающих радиально на уровне земли от каждого из поворотных сопел подъемно-маршевого двигателя, и газов подъемных двигателей, текущих в направлении поворотных сопел. Газы поднимаются вверх под консолями крыла вдали от воздухозаборников подъемно-маршевого и подъемных двигателей. Избегание прямого попадания газов в воздухозаборники является одним из основных соображений при выборе компоновки СВВП.
Картина течения газов под фюзеляжем и консолями крыла «яка» образует благоприятную воздушную подушку у земли при нулевых поступательных скоростях и не снижает запас тяги, необходимый для вертикального взлета, поскольку эффект быстро исчезает на высоте нескольких метров над землей и запас тяги должен быть достаточным при его отсутствии. Данный эффект помогает при посадке, поскольку препятствует любой потере тяги, которая может возникнуть при повторном попадании в воздухозаборники поднимающихся клубов горячих газов. Это повторное поступление горячих газов способно привести к упомянутому выше снижению тяги от трех до шести процентов. Выхлопные газы смешиваются с окружающим воздухом и вызывают повышение температуры – обычно на 10°C – в отличие от гораздо более горячих, но локализованных термомеханических эффектов.
Сообщалось, что «як» не подходит для сверхкоротких разбегов и пробегов при выполнении вертикальных взлетов и посадок. Хотя компоновка ходовой части и наклонная задняя часть фюзеляжа позволяют при взлете и посадке задирать машину на большие углы атаки с достаточной балансировкой мощности по тангажу за счет дифференциального дросселирования (изменения тяги) подъемных двигателей и отклонения тяги подъемно-маршевого двигателя, требуется сохранять тонкую грань между различными параметрами, особенно на взлете при управлении ускорением. Сложность с раздельными подъемно-маршевым и подъемными двигателями заключается в том, что тяга подъемных двигателей и отклонение вектора тяги подъемно-маршевого двигателя должны очень точно контролироваться. Это, в сочетании с низкой удельной тягой подъемно-маршевого двигателя приводит к длительному переходу от полета с использованием тяги подъемных двигателей к полету с использованием подъемной силы крыла и наоборот. Сообщается, что у «яка» обычный переход от зависания к горизонтальному полету занимает около минуты, что в четыре раза больше, чем переход у «харриера». Компоновка силовой установки «яка» предполагает автоматическое взаимосвязанное управление тремя двигателями с помощью одного рычага газа, управляющего тягой всех трех двигателей, и отдельного рычага, управляющего направлением тяги.
Данный вариант системы управления может исключить использование крупных, быстрых управляющих моментов, которые необходимы для разворота на скорости около 60 узлов (110 км/ч) во время выполнения взлета с очень коротким разбегом. Однако данная система будет подходить при выполнении посадки с очень коротким пробегом с высокими требованиями к углу тангажа или аналогичной «помощью пилоту».
В то время как дифференциальная модуляция тяги подъемно-маршевого и подъемных двигателей может обеспечить «яку» достаточную эффективность управления по тангажу для балансировки и маневрирования, для управления по курсу во время вертикального полета используется задний струйный руль реактивной системы управления. Было высказано предположение, что для управления по курсу могут использоваться газовые рули подъемных двигателей и дифференциальное отклонение сопел подъемно-маршевого двигателя, но это считается маловероятным ввиду наличия более простой, но менее мощной реактивной системы управления. Это, несомненно, легче, чем дополнительные органы управления на соплах двигателей, которые также внесли бы дополнительные помехи в управление по тангажу при изменении вектора тяги. Во время вертикального полета у «яка» также как и у «харриера» управление по крену осуществляется посредством убирающихся реактивных сопел, расположенных на законцовках крыла.
Управление по курсу, вероятно, является критической осью в системе управления из-за большого дестабилизирующего момента, вызванного изменением течения воздуха, который в условиях поперечного ветра поступает в воздухозаборники двигателя, расположенные далеко перед центром тяжести самолета. Делая разумные предположения об отборе воздуха от двигателя и эффективности руля направления, при зависании и нулевых поступательных скоростях поперечный ветер имеет расчетную скорость 10 узлов (18 км/ч). При скорости поступательного движения 60 узлов (110 км/ч) скорость поперечного ветра может возрасти до 20 узлов (36 км/ч), что предполагает взлет с очень короткой длиной разбега. Это, пожалуй, самое серьезное ограничение возможности боевого применения «яка». Во время любого взлета авианосец должен двигаться, хотя и медленно, в направлении, которое создает легкий набегающий поток вдоль оси угловой полетной палубы. Это может оказаться очень трудным и, несомненно, ограничивает использование авианосца в качестве плавучего аэродрома, когда он в горячих точках стоит на якоре.
В заключение следует сказать, что конструкция «яка» представляет собой своего рода загадку. Этот самолет воплощает в себе передовые технологии вертикального полета и системы управления тягой; планер «яка» способен к околозвуковому полету, но его органы управления для обычного полета находятся на уровне 1950-х годов, что должно серьезно ограничивать его летные характеристики. По большинству своих боевых характеристик и характеристик при выполнении задания «як» уступает своему западному конкуренту «харриеру». В случае создания более совершенного двигателя базовая конфигурация советской машины может быть значительно улучшена.
👉 Подписывайтесь на канал Альтернативная история ! Каждый день — много интересного из истории реальной и той которой не было! 😉