СССР, начало разработки – 1951 г.
Справочник
С.Г. Мороз
На рубеже 1950-х гг. основным стратегическим оружием вероятного противника стали реактивные бомбардировщики – носители ядерных бомб. Для их перехвата в т.ч. над труднодоступными районами Арктики потребовался самолет с мощным вооружением, всепогодным оборудованием, а также большой дальностью и продолжительностью полета. Такие барражирующие перехватчики были созданы в ОКБ Алексеева, Лавочкина, Микояна и Сухого, но в серийное производство пошел самолет «120» Александра Сергеевича Яковлева, принятый на вооружение Авиации ПВО СССР под обозначением Як-25.
В течение многих лет Як-25 служил в Авиации ПВО СССР на передовых рубежах обороны, но он также стал основой для разработки многих новых околозвуковых боевых самолетов различного назначения перехватчиков-ракетоносцев ПВО, фронтовых бомбардировщиков – носителей ядерного оружия, разведчиков и постановщиков помех.
Разделы Справочника по самолету Як-25 и другим машинам, созданным на его основе, начали выходить на сайте Наука и Техника, но завершены там не были. Здесь они будут повторены в существенно дополненном и уточненном виде, а также с новыми подробными снимками самолета, сделанными Виктором Богатовым и Сергеем Журавлевым, которым я выражаю благодарность за помощь в этой работе.
Проект и опытные барражирующие перехватчики «120»
«120» (Як-2АМ-5, Як-120, Як-25) эскизный проект и натурный макет, всепогодный барражирующий перехватчик.
Проектирование барражирующего перехватчика «120» и фронтового разведчика «125» (общее обозначение в системе Министерства обороны СССР – Як-25) было задано Постановлением Совета Министров СССР № 2929-1379 от 10 августа 1951 г. Самолеты должны были иметь общие планер и основные системы, различаясь оборудованием, вооружением и незначительно компоновкой. Однако первоочередными были задачи ПВО передовых рубежей страны.
К тому времени в СССР были созданы четыре реактивных тяжелых перехватчика с повышенной дальностью и продолжительностью полета, вооружением, достаточным для борьбы с тяжелыми бомбардировщиками, и оборудованием для применения ночью и в СМУ.
Самолет И-215 ОКБ-21 С.М. Алексеева начало разрабатывать в 1947 г., летом 1948 г. проведены наземные испытания самолета, но дальнейшие работы были прекращены по причине серьезных компоновочных дефектов и, прежде всего, применения прямого крыла, не дававшего резервов наращивания скоростей полета.
Самолет Су-15 («П») ОКБ-51 П.О. Сухого начало разрабатывать в 1947 г., 11.01.49 г. начаты летные испытания первого опытного образца, 03.06.49 г. он был потерян в аварии, дальнейшие работы прекращены.
Самолет И-320 («Р») ОКБ-155 А.И. Микояна начало разрабатывать в 1947 г., 16.04.49 г. начаты летные испытания первого опытного образца, 23 апреля 1951 г. СГИ самолета были завершены, самолет И-320 не был принят на вооружение.
Самолет «200» ОКБ-301 С.А. Лавочкина начало разрабатывать в 1947 г., 09.09.49 г. начаты летные испытания первого опытного образца, к августу 1951 г. они были завершены, самолет на вооружение не принят, начата разработка усовершенствованного варианта «200Б».
Во второй половине 1951 г. в соответствии с указанным выше постановлением разработка такого самолета была начата в ОКБ-115 МАП в Москве под общим руководством Главного конструктора – ответственного руководителя предприятия Александра Сергеевича Яковлева.
Фото: https://rostec.ru/news/aleksandr-yakovlev-konstruktor-dolzhen-byt-i-mechtatelem/
В работе использовались результаты проведенных в начале 1950-х гг. предварительных работ по самолету Як-13, который в свою очередь был создан с учетом опыта разработки проекта Як-60, также не осуществленного. Самолет Як-13 был задуман как перехватчик дальнего действия (без возможности выполнения других задач) с двумя ТРД под стреловидным крылом размахом 10,6 м и площадью 28 кв.м, длина этого самолета была 15,4 м.
Проект Як-120 сохранил его схему и имел подобную размерность, но силовая установка, оборудование и вооружение были новыми, а компоновка позволяла создание модификаций различного целевого назначения, что соответствовало требованиям Заказчика.
Общие особенности конструкции, технологии и применяемые материалы:
- самолет представляет собой среднеплан классической аэродинамической схемы;
- аэродинамика самолета рассчитана на достижение большой продолжительности барражирования на рубеже перехвата на дозвуковой экономической скорости с последующей атакой цели на высокой околозвуковой скорости полета и практическом потолке не менее 14000 м, что позволяло перехватывать скоростные высотные цели своевременно;
- во всех элементах силового набора пояса лонжеронов и стрингеры в пределах отсека цельные, а пояса нервюр и шпангоутов имеют подсечки с отогнутыми «языками», через которые они с проходящими поясами л-нов и стрингерами перестыкованы на заклепках;
- стыки панелей обшивки – через пущенные по поясам нервюр и шпангоутов ленты, ширина которых в местах прохода стрингеров увеличена;
- экипаж самолета включает летчика и летчика-оператора, который может подменять летчика в длительном полете (вторая кабина может использоваться для летчика-инструктора в учебно-тренировочном полете);
- оборудование самолета обеспечивает круглосуточное, всепогодное и всеширотное применение с длительными полетами над безориентирной местностью;
- вооружение самолета выбрано из расчета эффективного поражения цели типа «стратегический бомбардировщик»;
- в серийном производстве самолета предусмотрено применение только освоенных промышленностью технологий мехобработки, листовой и объемной штамповки, литья, за исключением выклейки крупногабаритного высоконагруженного трехслойного стеклотекстолитового обтекателя РЛС, что требовало создания новых технологий и оснастки (материал обтекателя – см. ниже);
- изготовление оснастки, деталей и их увязка и сборка – в системе ПШМ;
- для изготовления высоконагруженных силовых деталей используются стали 30ХГСА и 30ХГСНА (стыковые узлы, кронштейны систем с точечным характером нагружения), твердые алюминиевые сплавы серии В65 (пояса лонжеронов и нервюр и панели с распределенным нагружением);
- для изготовления силовых деталей со средним уровнем нагружения используются дюраль Д16Т, в зонах интенсивного нагрева – нержавеющие стали серии ЭИ (листы и профили только для Д16Т с последующей холодной штамповкой или гибкой – обшивки, стенки силовых элементов, стрингеры, подкрепляющие стойки и т.д.), пластичные алюминиевые сплавы АК-4, АК-6 (поковки с последующей мехобработкой по всем поверхностям, изделия горячей объемной штамповки с последующей мехобработкой только по посадочным поверхностям);
- для изготовления несиловых деталей используются дюраль Д16М, мягкие алюминиевые сплавы АМГ, свариваемые АМЦМ (листы, для Д16 – и профили), ковочные алюминиевые сплавы АК-4, литейные сплавы – алюминиевые серии АЛ, магниевые сплавы МЛ5 и др.;
- остекление фонаря кабины и стекло ФКП – триплекс;
- для изготовления радиопрозрачных панелей используются различные полуфабрикаты на основе текстолита и бумажные соты, пропитанные клеем;
- все криволинейные длинномерные силовые элементы и обшивки двойной кривизны формуются предварительно, обшивки одинарной кривизны приобретают необходимую форму при установке на каркас (если их жесткость велика, используется технологический крепеж, заменяемый постепенно штатным в процессе сборки);
- стыковые болты неразъемных в эксплуатации соединений – стальные (в основном, 30ХГСА) с закалкой свыше закалки материала стыковых узлов с посадкой с натягом, гайки самоконтрящиеся, зонах с односторонним подходом – анкерные гайки;
- болты шарнирных узлов и разъемных соединений из сталей 30ХГСА, 30ХГСНА и специальных износостойких с закалкой, ставятся по посадке с гарантированным (заданным) зазором, все гайки с контровкой на отворачивание, в особо ответственных местах контровка двойная;
- гайки стыковых узлов агрегатов (неподвижные соединения, передающие большие нагрузки) не самоконтрящиеся, имеют двойную контровку;
- все заклепки, большинство болтов и винтов, выходящие на аэродинамическую поверхность самолета (наружную и проточных каналов) имеют потайные головки, остальные – плоско-выпуклые или шестигранные головки;
- широко применена ресурсная клепка заклепками с компенсаторами (места двухсторонним подходом) и заклепками с высоким сопротивлением срезу (места с односторонним подходом в бессрывных зонах, например, на нижних поверхностях крыла);
- покрытие металлических всех деталей – электрохимическое, а в негерметичных зонах – и лакокрасочное, пластиков – только ЛКП, рассчитано на длительную эксплуатацию самолета с хранением под открытым небом под чехлами при условии регулярных полетов;
- электрохимическое покрытие деталей из алюминиевых сплавов – анодирование или анодное оксидирование с наполнением хромпиком;
- электрохимическое покрытие деталей из конструкционных сталей в зонах возможной интенсивной коррозии – цинкование, в остальных местах – кадмирование;
- электрохимическое покрытие деталей из нержавеющих сталей – химическое пассивирование;
- электрохимическое покрытие деталей из магниевых сплавов – химическое пассивирование;
- ЛКП наружных поверхностей – эмаль по радиопрозрачных панелях (в НЧФ – с заходом на металлическую обшивку), остальных – бесцветный лак;
- в отношении радиопрозрачных панелей из текстолита введен запрет протирать их ветошью, пропитанной бензином или маслом и трогать грязными руками;
- обшивка перед козырьком кабины летчика и объективом ФКП на правой мотогондоле покрыта матовой краской, не дающей бликов.
Силовая установка:
- на самолете установлены два малогабаритных, легких (сухая масса 445 кг, удельный вес 0,225 кг/гкс – в 1,5 раза меньше обычного в то время значения) и экономичных бесфорсажных ТРД АМ-5 со статической тягой на взлетном режиме по 2000 кгс и крейсерским удельным расходом топлива 0,88 кг/кгс*ч против 1,06 кг/кгс*ч у серийного двигателя ВК-1Ф на бесфорсажном крейсерском режиме, которые создавались по инициативе руководителя КБ-300 А.А. Микулина при поддержке А.С. Яковлева специально для этого самолета, но в дальнейшем были применены и на других самолетах и крылатых ракетах (например, МиГ-19, К-10С);
- двигатели размещены в отдельных гондолах под крылом, что увеличило поверхность мидель, трения и аэродинамическое сопротивление самолета, но позволило снизить вес крыла за счет его разгрузки массами мотогондол и исключить влияние на воздухозаборники пограничного слоя обтекающего фюзеляж воздуха и горячих пороховых газов при стрельбе из пушек, а также обеспечило удобный доступ к двигателям при их обслуживании и замене, что делается без стремянок;
- воздухозаборники лобовые нерегулируемые кругового сечения с радиусными передними кромками и с установкой конических решеток для защиты двигателей от попадания посторонних предметов с ВПП и птиц;
- решетки защиты воздухозаборников обогреваемые во избежание их обледенения и запирания канала;
- сопла двигателей нерегулируемые;
- мотогондолы сигарообразной формы с увеличением сечений до крыла и дальнейшим неравномерным уменьшением крепятся непосредственно к нижней поверхности крыла, правая и левая в основном зеркально симметричны, за исключением установки ФКП в верхней части «губы» только правого воздухозаборника;
- мотогондола цельная, но имеет съемные люки, составляющие большую часть ее поверхностей везде, кроме носовой части с воздухозаборником, конструктивная схема этой части и всех панелей – стрингерный полумонокок;
- силовой набор всех панелей мотогондолы состоит из шпангоутов и стрингеров (на съемных панелях – с замкнутыми силовыми окантовками);
- передняя часть воздухозаборника (на снимке – левой гондолы двигателя) имеет замкнутый контур, образованный наружной обшивкой, каналом воздухозаборника и силовым набором между ними – стрингеры и шпангоуты;
- на верху передней несъемной части мотогондолы имеется большой люк на двух замках для осмотра двигателя;
- средняя часть мотогондолы съемная – опускается вниз для обслуживания и замены двигателя, она имеет переменное U-образное сечение, которое сверху замыкается силовой панелью нижней обшивки крыла, а за ним – стекателем переменного П-образного сечения;
- хвостовая оконечность мотогондолы представляет собой короткую кольцевую профилированную обечайку, замыкающую ее контур сзади;
- стыки мотогондол и крыла закрыты зализами;
- передний узел навески двигателя состоит из крепящегося на переднем лонжероне крыла коромысла, воспринимающего его вес через две работающие на растяжение тяги, идущие к цапфам на корпусе по оси двигателя, и работающего на срез вертикального стержня, воспринимающего тягу двигателя и боковые инерционные силы;
- задний узел навески двигателя состоит из крепящегося на заднем лонжероне крыла коромысла, воспринимающего его вес через две работающие на растяжение тяги, идущие к цапфам на корпусе по оси двигателя;
- охлаждение двигателя внешнее воздухом, поступающим через заборники в передней части гондолы и выходящим между корпусом сопла двигателя и хвостовой обечайкой гондолы;
- запуск, управление газом двигателей, штатный и аварийный останов – кнопками и РУД на левом борту кабин летчика и летчика-оператора;
- топливная система состоит из внутренних баков, несбрасываемого подвесного бака в отсеке в средней части фюзеляжа (см. прим. ниже), сбрасываемого полукаплевидного (конформного, впоследствии из проекта был исключен) ПТБ под фюзеляжем (все баки объединены в группы, заправка открытая, горловина с сетчатым фильтром и сливной кран с отстойником для пользования на земле – на каждой группе баков), подкачивающих насосов, датчиков уровня, расхода и топлива с индикаторами и сигнализатором остатка, трубопроводов, фильтров, обратных и перекрывных клапанов, дросселей, трубопроводов и арматуры;
- все внутренние баки вкладные, частично сварены из листового материала АМЦМ, остальные мягкие из топливостойкой резины;
- подвесные баки сварены из листового материала АМЦМ;
- самолет имеет большой внутренний запас топлива – по разным данным 2660 или 2928 кг, в 2,3…2,5 раза больше чем у легкого перехватчика с РЛС МиГ-17ПФ (1170 кг);
- общий запас топлива с внутрифюзеляжным ПТБ по разным данным 3435 или 3657 кг, в 1,9…2 раза больше, чем у МиГ-17ПФ с двумя внешними ПТБ-400 (примерно 1800 кг);
- сигнализация малого остатка топлива срабатывает при сокращении его запаса до 450 л;
- системы запуска и смазки отдельная на каждом двигателе, являются его частью;
- система пожаротушения состоит из датчиков пожара, огнетушителей в мотогондолах и фюзеляже, а также средств автоматизированного и ручного управления;
- приборы контроля силовой установки показывают остаток топлива, его давление, расход и состояние двигателей, в т.ч. текущие обороты.
Примечание.
Недостатки решения разместить несбрасываемый ПТБ в фюзеляже в сравнении с обустройством на том же месте обычного вкладного бака:
- существенное усложнение и увеличение веса фюзеляжа со створками;
- незначительное усложнение и увеличение веса самого бака, его крепления и подключения к основной топливной системе самолета;
- отсутствие эффекта разгрузки крыла весом баков в случае их подвески не под консолями, а к фюзеляжу.
Преимущества:
- отсутствие прироста лобового аэродинамического сопротивления с внутренней подвеской дополнительного бака и меньший ожидаемый прирост с конформным баком в сравнении с подкрыльевыми.
- такое решение дальнейшем позволило сделать на этом месте бомбоотсек без переделки фюзеляжа.
Смысл использованных в статье и таблицах определений, понятий и сокращений можно узнать, открыв наш краткий словарь по авиации и ракетной технике
Список использованных источников будет дан в последнем разделе Справочника, посвященном этому самолету
Послесловие не в тему: ну а теперь всем, кто вник в устройство силовой установки барражирующего перехватчика Як-25 я как обычно рекомендую отвлечься и задуматься над вопросом, есть ли жизнь на Европе? Не в Европе, а на загадочном спутнике Юпитера, под ледяным панцирем которого скрывается огромный океан. Расскажет нам об этом Кот-ученый