Текст книги "Мир Авиации 1994 Спецвыпуск Крылья над морем"

Автор книги: Автор Неизвестен

сообщить о нарушении

Текущая страница: 3 (всего у книги 6 страниц)

Як 36М

Заслуженный летчик-испытатель Олег Кононенко

С 16 июля по 10 августа 1976 г. «Ки ев», имея на борту пять Як-36М и один Як-36МУ совершил переход на Северный флот. За время перехода на СВВГ1 было выполнено 7 летных смен (45 полетов) 6 октября 1976 г. самолет Як-36М был принят на вооружение авиации ВМФ под обозначением Як-38. Учебнотренировочный вариант стал называться Як-38У. В 1978 г. вступил в строй «Минск» – второй корабль типа «Киев». Он вошел в состав Тихоокеанского флота. Во время перехода «Минска» из Севастополя во Владивосток в июле 1979 г. в Средиземном море он повстречался со своим собратом – «Киевом», который уже нес боевую службу. На глазах Шестого флота США состоялись совместные полеты пяти Як-38 с обоих кораблей, что вызвало удивление американцев.

В Атлантическом океане при подготовке самолетов к полетам произошло несколько незапусков ПД из-за высокой температуры и влажности воздуха. Для повышения надежности запуска срочно были установлены два кислородных баллона для подпитки двигателей. Одновременно остро встал вопрос об увеличении тяги силовой установки, поскольку при таких параметрах воздушной среды тяговооруженность резко падала.

В том же году начались эксперименты по посадке Як-38 на корабль с коротким пробегом (так называемым методом «проскальзывания»). На следующий год продолжалась отработка методики: подход на посадку производился на малой скорости (до 130 км/ч) с последующей посадкой при величине результирующего потока воздуха над палубой порядка 30 м/с. Таким образом путевая скорость самолета в момент касания палубы составляла 20…60 км/ч, а длина пробега не превышала 20…60 м. Однако такого рода посадки при крене корабля на угол более 3 ‘ оказались достаточно сложными.

Первые работы по короткому взлету начались в 1979 г. 27 декабря при очередном таком взлете потерпел аварию самолет Як-38У. Летчики катапультировались буквально из воды. М.С.Дексбах опустился на палубу под куполом еле успевшего наполниться парашюта, а О.Г.Кононенко – в воду, откуда спасатели подняли его на «Минск».

Заслуженный летчик-испытатель, Герой Советского Союза, полковник В.Хомяков (слева) и О.Кононенко обсуждают полетное задание на крейсере «Минск»

Короткий взлет Як-38 с ТАКР «Минск»

Заслуженный летчик-испытатель Ю.И.Митиков. После выполнения первого висенмя на Як-38М, 30 ноября 1982 г.

В феврале 1980 г. принимается решение о совместной (МАП, ВВС. ВМФ, МСП) разработке долгосрочной программы. направленной на расширение боевых возможностей самолета Як-38. В ней. кроме всего прочего, было предусмотрено завершение в 1981 г. испытаний по взлету с коротким разбегом (ВКР) и посадке с пробегом. В центре подготовки летного состава палубной авиации в г. Саки построили специальную взлетно-посадочную полосу с разметкой полетной палубы ТАКР типа «Киев». Испытательные полеты проводили М.С.Дексбах, О.Г.Кононенко и В.П.Хомяков. По результатам этих испытаний уточнили методику короткого взлета и посадки на корабль. При ВКР сопла ПМД поворачивались на угол 67' от вертикали до начала разбега. В зависимости от скорости и времени разбега сопла ПМД автоматически (существовала возможность и ручного управления) поворачивались на определенные углы. Самолет проходил по палубе около 140 м в штиль и около 90 м при встречном воздушном потоке 10…20 м/с и отрывался по достижении скорости 100. 110 км/ч. На скорости 400. 420 км/ч сопла устанавливались в горизонтальное положение и выключались ПД. Взлетная масса на испытаниях достигала 11800 кг при массе полезной нагрузки около 2000 кг. Радиус действия при этом составлял 400 км. Отработку ВКР проводили на «Минске», в акватории Южно-Китайского моря при повышенной влажности и температуре воздуха. 8 сентября 1980 г. при выполнении очередного короткого взлета погиб летчик-испытатель О.Кононенко. Вечная ему память…

После этого на самолете провели ряд доработок, повышающих надежность системы поворота сопел ПМД и уточнили методику ВКР. Летчики-испытатели Ю.И.Митиков (ОКБ) и В.В.Назарян (ЛИИ) в августе 1982 г. успешно совершили серию полетов с коротким разбегом с различной по массе нагрузкой и с различных дистанций. Затем летчики-испытатели НИИ ВВС полковники В.П.Хомяков и В.В.Васенков, сделав несколько вылетов с палубы и с суши, дали свою оценку, а также выработали рекомендации для строевых летчиков. Первым ВКР освоил командир полка Ю.И.Чурилов.

Первый ВКР с палубы «Баку», 8 июля 1987 г.

В 1982 г. в ОКБ построили модифицированный вариант «вертикалки» – Як– 38М (ведущий инженер С.А.Семенов). Он отличался новой силовой установкой, имел управляемую переднюю стойку шасси. На машине была предусмотрена установка подвесных топливных баков. 30 ноября 1982 г. летчик-испытатель Ю.И.Митиков выполнил на Як-38М первое висение, а 10 февраля 1983 г. – первый полет по полному профилю. После испытаний началось серийное производство.

После Як-38М началось проектирование следующей модификации – Як– 39. На нем предполагалось увеличить площадь крыла, емкость топливных баков, установить РЛС и новое оборудование. Это позволило бы эффективно ис пользовать самолет и в качестве штурмовика, и в качестве перехватчика. К сожалению, Як-39 так и не был построен. Его разработка закончилась стадией технического предложения.

Следующим этапом создания корабельных СВВП в ОКБ им. А.С.Яковлева стал Як-141. Самолет создавался в соответствии с ТТТ ВВС и ВМФ вначале как истребитель перехватчик, потом, по дополнительным ТТЗ, как штурмовик, а затем как многоцелевой, предназначенный для перехвата воздушных целей, ведения маневренного воздушного боя и нанесения ударов по наземным и надводным целям. Ведущим конструктором по самолету был Г.А.Матвеев.

Новый самолет сохранил комбинированную силовую установку, складывающиеся консоли крыла и систему реактивного управления на вертикальных и переходных режимах. СУ состояла из ПМД Р79 разработки НПО «Союз» (Генеральный конструктор В.Кобченко) и двух ПД (Генеральный конструктор А.Новиков) с улучшенными характеристиками. Однако аэродинамическая схема претерпела огромные изменения. Вертикальное оперение сделали разнесенным, расположив между его балками большое поворотное сопло. Это позволило также упростить (без расстыковки фюзеляжа) процесс замены ПМД. Стабилизатор стал цельноповоротным. Плоские боковые воздухозаборники в сочетании с широким фюзеляжем увеличивали несущие свойства на сверхзвуковых скоростях полета. В носовой части фюзеляжа расположили многорежимную РЛС с единой индикацией, что значительно расширило номенклатуру вооружения самолета.

На Як-141 установили встроенную пушку ГШ-6-30 калибром 30 мм с боезапасом 120 патронов. Остальное вооружение размещалось на четырех пилонах под крылом. Самолет мог нести:

– УР класса «воздух-воздух» средней дальности с различными головками самонаведения (ГСН) и ракеты ближнего маневренного боя с тепловыми ГСН:

– УР класса «воздух-поверхность» с активными и пассивными ГСН, в том числе и противокорабельные ракеты;

– бомбы калибром до 500 кг;

– НАР калибром до 240 мм;

– пушечные контейнеры УПК-23-250.

Система катапультирования на вертикальных и переходных режимах, как и на Як-38, принудительная, электро-автоматическая. Облегченное катапультное кресло К-36В обеспечивает спасение летчика при нулевых значениях высоты и скорости.

Пилотажно-навигационный комплекс обеспечивает ручное и автоматическое управление самолетом от взлета до посадки в любое время суток, в различных метеоусловиях, на всех географических широтах. Для управления самолетом и силовой установкой применена многоканальная система дистанционного управления (СДУ). Предусмотрена резервная механическая проводка управления в продольном канале и в системе управления ПМД на самолетных режимах. На вертикальных и переходных режимах управление силовой установкой осуществляется исключительно СДУ.

Всего было построено четыре самолета: два – для летных испытаний, один – для статических и один для наземной отработки силовой установки. После проведения большого объема наземных испытаний, особенно на стенде сил и моментов, и летной обкатки ПМД в ЛИИ на. летающей лаборатории Ту-16, 9 марта 1987 г. шеф-пилот фирмы А.Синицын впервые по-самолетному подняв в воздух Як-141 № 29 декабря 1989 г. на третьей машине Синицын выполнил первое висение, а 13 июня 1990 г. – полет по полному профилю на той же машине.

26 сентября 1991 г. А.Синицын впервые посадил Як-141 N9 2 на ТАКР «Адмирал флота Советского Союза С.Горшков». Через час на корабль сел Як-141 № 3, пилотируемый летчиком-испытателем В.Якимовым. В период с 26 сентября по 19 октября Синицын и Якимов выполнили 8 полетов на своих машинах. 5 октября 1991 г. в результате нерасчетной посадки самолет Якимова потерпел аварию. После удара о палубу из-за превышения допустимой вертикальной скорости стойки шасси пробили фюзеляж в районе топливного бака. Самолет загорелся, и по команде руководителя полетов Якимов катапультировался. Он приводнился рядом с кораблем. После аварии самолет № 3 восстановили и передали в музей ОКБ. В сентябре 1993 г. его можно было видеть на выставке на Центральном аэродроме.

Шеф пилот ОКБ Л.Синицын

Взлет Як-141 с палубы ТАКР «Адмирал Горшков»

За период испытаний А.Синицын ус тановил 12 мировых рекордов грузоподъемности и скороподъемности. Все они утверждены ФАИ.

Впервые самолет публично продемонстрировали публике (как водится, сначала зарубежной) на авиасалоне в Фарнборо 6-13 сентября 1992 г. Вместе с Як-141 выставлялся и его старший брат – Як-38. Летал на обеих машинах на открытии и закрытии выставки летчик-испытатель ОКБ В.Якимов. На Як-141 он выполнил взлет по-самолетному, совершил полет по кругу, торможение до нулевой скорости на высоте около 50 м. разворот на 180 " (продемонстрировав свою управляемость), разогнался и сел по-самолетному.

В процессе летно-конструкторских испытаний были подтверждены заявленные характеристики самолета. Техническую документацию и производство подготовили для серийного выпуска, но отсутствие финансирования привело к остановке испытаний и закрытию темы. Тем не менее на Саратовском авиационном заводе сохранили Як-38, и заводские летчики (В.Работа и В.Абакумов) регулярно совершают на нем тренировочные полеты, чтобы не растерять навыки управления СВВП. А Як-141 остается единственным в мире построенным и испытанным сверхзвуковым боевым самолетом вертикального взлета и посадки.

Со времени первого полета Як-36 прошло тридцать лет, накоплен богатый опыт постройки, испытаний и эксплуатации СВВП. Появление таких самолетов было бы невозможно без самоотверженного труда коллективов ОКБ, НИИ МАП, МСП, ВВС и ВМФ. Огромную поддержку в этой работе оказали адмирал флота Советского Союза С.Г.Горшков, маршал авиации И.И.Борисов, генерал-полковник авиации А.Н.Томашевский, адмирал В.С.Сысоев.

Характеристики СВВП ОКБ Яковлева

	Як-36	Як-З6М	Як-38У	ЯК-38М	Як-141
Длина самолета со штангой ПВД, м	17,00	16,37	17,76	16,37	18,36
Размах крыла, м	10,00	7,12	7,12	7,12	10,105
– со сложенными консолями, м	-	4,45	4,45	4,45	5,90
Высота самолета, м	4,50	4,25	4,25	4,25	4,985
Площадь крыла, м	17,00	18,41	18,41	18,41	31,70
Колея шасси, м		2,70	2,70	2,70	3,00
База шасси, м		6,10	6,24	6,10	6,945
Силовая установка:
– подъемные двигатели тип	-	РД36-35ФВ	РД36-35ФВ	РД36-35ФВР	РД41
число х взлетная тяга, кгс	-	2 х 2900	2 х 2900	2 х 3100	2 х 4100
– подъемно-маршевый двигатель	Р27-300	Р27В-300	Р27В-300	Р27В-300	Р79
число х взлетная тяга, кгс	2 к 5300	2 х 5900	2 х 5900	2 x 6100	1 х 15500
Масса пустого самолета, кг	5300			7500
Взлетная масса максимальная, кг
при коротком взлете/с разбегом, м		11800/90		11800/90*	19500/120
при вертикальном взлете	8900	10300*	10000		15800
Масса топлива во внутренних баках, кг		2750		2750	4300
с подвесными баками, кг				3350	6050
Масса боевой нагрузки, кг
при коротком взлете/с разбегом, м		2000			2600
при вертикальном взлете		1000			1000
Максимальная горизонтальная скорость, км/ч
у земли	900	1150	900	-	1250
/на высоте, км				-	1800/11
Практический потолок, м		11000		11000	15000
Боевой радиус действия/боевая нагрузка, км		96
с подвесными баками				185
Дальность полета/боевая нагрузка, км
при коротком взлете		600/1000			650—1400/—
при вертикальном взлете		410/750			1010–2100/1000

* – При MCA (+15 °C). При температуре наружного воздуха 30 °C при вертикальном взлете эксплуатационная взлетная масса составляла 9100 кг, а предельная взлетная масса – 9200 кг.

Взлетающий с корабля

Анатолий АРТЕМЬЕВ

Самолет Як-36М – одноместный легкий штурмовик вертикального взлета и посадки с комбинированной силовой установкой, состоящей из трех двигателей – двух подъемных (ПД) и одного подъемно-маршевого (ПМД). Среднеплан нормальной аэродинамической схемы с трапециевидным крылом и стреловидным хвостовым оперением.

Крыло самолета неразъемное. Концы его для удобства размещения в корабельном ангаре складываются с помощью гидроприводов. Управление складыванием – из кабины пилота. Высота самолета в «ангарной» конфигурации составляет 4.4 м. Площадь крыла – 18.69 м2 угол поперечного V – 10". угол установки 0 ’. Профиль крыла в корне – П-53, на конце – С-12с.

Если поверхности управления – рули и элероны – обеспечивают устойчивость и управляемость самолета в обычном полете, то на вертикальных и переходных режимах для этого предназначается система реактивного управления. В нее входят трубопроводы, заслонки, носовой, хвостовой и крыльевые струйные рули. Воздух для системы реактивного управления (до 40 кг/с) отбирается от компрессора ПМД.

Шасси самолета трехопорное с носовым колесом. Основные колеса КТ 61/3 (660 х 200 мм)снабжены тормозами. Носовое колесо К-298 (600 х 150 мм). Ресурс пневматиков на основных стойках при взлетах и посадках по-самолетному составляет 8… 10 взлет-посадок. Колея шасси на первых машинах составляла 2,2 м, что оказалось недостаточным при корабельном базировании. Поэтому впоследствии она была увеличена до 2,75 м. Предусмотрен тормозной парашют площадью 13 м² .

Двигатели размещаются в двух отсеках фюзеляжа: в переднем – ПД, в заднем – ПМД. Изменение направления вектора тяги обеспечивается поворотными насадками на соплах.

Подъемно маршевый турбореактивный двигатель – Р27В-300 – используется на всех режимах полета. Эта силовая установка конструкции КБ С.К.Туманского имеет одиннадцатиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания и двухступенчатую турбину. Сопло двигателя снабжено двумя поворотными насадками, которые приводятся в движение гидромоторами. Воздухозаборники ПМД однорежимные, расположены по бокам фюзеляжа за кабиной пилота. Система запуска дви гателя электрическая.

Подъемные двигатели КБ П.А.Колесова – РД36-35ФВ – используются только на вертикальных и переходных режимах полета. Расположены они тандем за кабиной пилота. Продольные оси двигателей наклонены вперед на 10° от вертикали. Причем сопло переднего ПД развернуто назад на 15°, а сопло заднего – на 15° вперед, против полета. РД36-35ФВ имеет шестиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания, одноступенчатую турбину и нерегулируемое реактивное сопло. Взлетная тяга каждого ПД составляет 2900 кг, ресурс – 670 циклов, масса – 199 кг. Воздухозаборник ПД расположен в верхней части фюзеляжа и при неработающих двигателях закрывается створкой. Имеются также две створки для выхода газов в нижней части фюзеляжа.

Открытие створок отсека и запуск ПД производится рычагом «стоп запуск» в кабине летчика. Для раскрутки двигателей при запуске используется воздух, поступающий от компрессора ПМД в случае, если его поворотные насадки расположены горизонтально. ПД выходят на режим малого газа, а после того, как реактивное сопло ПМД устанавливается в соответствии с режимом работы ПМД и положением ручки управления самолетом, управление всеми двигателями производится одним РУД ПМД с автоматическим управлением тягой двигателей при отклонении органов управления по тангажу, дополняя систему реактивного управления на вертикальных и переходных режимах полета.

Система управления тягой двигателей на самолете Як-36М имеет особенности – в процессе разгона (при вертикальном взлете) перекладка поворотных насадок ПМД производится ступенями с фиксацией на 25° и 45° от вертикали с электрической блокировкой. Разблокировка насадок для их перекладки производится летчиком с помощью переключателя в кабине по мере разгона самолета. При перекладке насадок сопла ПМД тяга ПД с целью сохранения продольной балансировки поддерживается автоматически.

Управление самолетом на вертикальных и переходных режимах осуществляется струйными рулями и вариацией тяги двигателей. Эти задачи решаются дублированной системой автоматического управления САУ-36.

В каналах управления самолетом по тангажу и крену установлены рулевые агрегаты и необратимые гидроусилители. Управление рулем направления безбустерное.

На самолете две гидравлические системы – основная бустерная и система силовых цилиндров. Последняя одновременно является дублирующей для основной. В качестве рабочей жидкости в первой системе используется масло АМГ-10. а во второй – керосин от топливной системы ПМД. При полном отказе гидросистем возможен полет в безбустерном режиме.

Топливо (Т-1, ТС-1, Т-2, РТ) – 2750 кг – размещается в двух фюзеляжных баках-отсеках и вырабатывает ся в автоматическом или ручном режимах. Для питания ПМД на вертикальных режимах, связанных с отрицательными перегрузками, используются два топливных аккумулятора. Заправка самолета топливом – закрытая под давлением. На самолетах Як-38М предусмотрена подвеска под крылом двух сбрасываемых топливных баков емкостью по 400 кг.

Кабина летчика обеспечена необходимыми средствами жизнеобеспечения, в том числе и специально приспособленным для самолета Як-36М комплексом средств аварийного покидания. Он включает катапультную установку, электрическую систему автоматического катапультирования СК-ЭМ, систему отделения откидной части фонаря и механизм сброса левой руки летчика с РУД. На первых десяти машинах устанавливались катапультные кресла КЯ-1М, затем стали ставить унифицированные кресла К 36В.

Система СК-ЭМ используется только на вертикальных и переходных режимах. Она обрабатывает информацию об углах и угловой скорости тангажа и крена самолета, поступающую от различных датчиков и в случае достижения определенных критических параметров выдает электрический сигнал на автоматическое катапультирование. Система отключается, если угол сопел ПМД превышает 67° (от вертикали).

Система спасения на самолете имеет некоторые присущие только Як-36М особенности. Так при обычных условиях для срабатывания катапульты необходимо, чтобы верхняя створка ПД была закрыта. Только в этом случае фонарь будет сброшен. В остальных случаях катапультирование производится непосредственно через остекление фонаря толщиной 8 мм.

К средствам спасения относится также парашют с индивидуальным прибором спасения, объединенный разъем коммуникаций, высотный морской спасательный костюм (ВМСК-4) обеспечивающий спасение на воде и возможность аварийного покидания самолета, погружающегося в воду.

Серийный Як-38

В общем виде последовательность покидания самолета в автоматическом режиме выглядит так: сигнал от СК-ЭМ поступает на включение первой ступени стреляющего устройства, механизм притяга и фиксации летчика в кресле, опускания светофильтра на защитном шлеме летчика, «переброса» сопла порохового реактивного двигателя. Для разрушения остекления фонаря в аварийной ситуации, не связанной с катапультированием, используется система аварийного отстрела заголовника.

Пилотажно-навигационное, радио– и радиоэлектронное оборудование обеспечивает решение боевых задач в условиях корабельного базирования. С самого начала проектирования прорабатывалось оборудование двух этапов: первого – на базе существующих образцов. и второго – перспективного. К на чалу летных испытаний Як-36М оборудование второго этапа еще не появилось. Испытания серийных Як– 38 подтвердили жесткие ограничения взлетной массы в зависимости от температуры воздуха. Увеличить боевую нагрузку можно было только за счет топлива, то есть сокращая радиус действия. Поэтому на Як-38 пришлось оставить комплекс оборудования первого этапа – новое было значительно тяжелее.

На самолете установлена система автоматической регистрации параметров полета (САРПП) «Тестер». На магнитную пленку записываются параметры работы двигателей и систем, параметры полета самолета на всех режимах. Первоначально САРПП устанавливалась внутри фюзеляжа, как и на обычных самолетах. Однако при падении самолета в воду не всегда удавалось достать этот «черный ящик» и конструкторы перенесли «Тестер» за сопло хвостового струйного руля. В случае столкновения самолета с землей или с поверхностью воды он отстреливался и сохранял плавучесть. Радиомаяк помогал быстро найти его.

Вначале предполагалось вооружить самолет встроенной пушкой, но это сделано не было, и все вооружение размещается снаружи на четырех пилонах под нескладывающейся частью крыла. Вариантами подвесок, в зависимости от решаемой боевой задачи, предусматривалось применение бомб (общей массой до 600 кг), двух ракет класса «воздух-воздух» ближнего боя Р-60, двух УР класса «воздух-поверхность» Х-23, двух или четырех блоков НАР различного калибра и двух пушечных контейнеров УГ1К 23-250 (разработаны в ОКБ А.С.Яковлева) с боекомплектом по 250 патронов на каждую пушку ГШ-23Л.

Для прицеливания при использовании артиллерийского и ракетного вооружения, бомбометания с горизонтального полета и с пикирования применялся прицел АСП ПФД-21. Для управления ракетами Х-23 использовалась аппаратура «Дельта– НГ», установленная в контейнере на левом балочном держателе. Х-23 имела радиокомандную систему наведения (трехточечным методом) и после пуска летчик должен был удерживать ракету на линии визирования по трассеру в хвостовой части. Управляющие команды передавались с помощью кнюппеля (специальной кнопки), установленного на ручке управления самолетом. Пуски могли выполняться в широком диапазоне высот и скоростей полета на дальностях до 8 км.

Практическое использование системы Х-23 показало, что она крайне несовершенна и практически непригодна для использования в боевой обстановке. Оказалось, что для успешного применения ракеты даже в условиях полигона летчик должен выполнить 1000… 1200 условных пусков на специальном тренажере.

Три самолета Як-36М поступили на государственные испытания 15 сентября 1971 г. С перерывами (из-за дефектов и отказов) первый этап (этап «А») продлился до октября 1973 г. Этап «Б» проходил с начала 1974 г. до 10 сентября того же года. На этом этапе оценивалась и проверялась надежность запуска ПМД в диапазоне высот до 6500 м и скоростей 390…650 км/ч. Полученные результаты свидетельствовали, что запуск надежен, а время выхода двигателя с оборотов авторотации до оборотов малого газа составляло 19…25 с. ПД также вели себя нормально. На их запуск требовалось 7…14 с. Случаев незапуска отмечено не было. Позднее, опыт эксплуатации самолета в частях показал, что незапуск двигателей не столь уж редкое событие.

Взлет Як-38 с палубы крейсера

В Акте по результатам испытаний (утвержден Главкомами ВВС и. ВМФ в декабре 1974 г.) отметили, что обзор передней полусферы, особенно, если угол тангажа самолета превышает 6", затруднен из-за стрелкового прицела, зеркало заднего вида, предназначенное для наблюдения за задней полусферой, позволяет контролировать только открытие створок подъемных двигателей.

Конструктивные особенности силовой установки привели к тому, что операции по подготовке и опробованию двигателей оказались весьма трудоемкими и сложными. Необходимо было отбуксировать самолет на специальную гоночную площадку, поднять его подъемниками, установить распорки амортизаторов шасси, снять самолет с подъемников и пришвартовать к узлам гоночной площадки. Завершив гонку двигателей, следовало охладить поверхность площадки водой и выполнить перечисленные выше операции в обратной последовательности. Непосредственно после гонки (в течение 10 минут) работы выполнять можно было только с использованием специальных средств защиты, поскольку пары синтетического масла, используемого в двигателях (36/1 КУА) токсичны.

К сожалению, Як-36М был принят с большим количеством недостатков. Перечень дефектов и отказов, подлежащих устранению до поступления самолета в части, составлял 22 пункта, а перечень дефектов, которые должны были быть устранены в сроки, согласованные между ВВС и МАП, содержал 274 пункта.

В результате государственных испытаний самолета Як-36М получили следующие данные:

– максимальная скорость на высоте 200 м. км/ч 1200

– практическая дальность полета на высоте 200 м без подвесок, км 530 с двумя УР Х-23. км 430

– посадочная скорость, км/ч 310..320

– скорость отрыва, км/ч 350

Взлет и посадка по-самолетному производился с закрылками, отклоненными на 15°.

– максимальная взлетная масса самолета, кг 10300

Для летной эксплуатации самолета было установлено несколько ограничений:

– угол пикирования и кабрирования до А5

– перегрузка на выходе из вертикальных фигур до 4 ед

– минимальная эволюгивная скорость

без подвесок, км/ч не менее 450

с подвесками, км/ч не менее 500

Летные испытания показали, что по ряду характеристик заданные значения достигнуты не были. Доработки и дополнительные испытания продолжались почти два года, и 6 октября 1976 г. самолет Як-36М был прият на вооружение под обозначением Як-38.

Доработки и усовершенствования начали сопровождать машину уже в частях. Была увеличена колея шасси, повышена тяга двигателей, установлена кислородная подпитка силовой установки для повышения надежности запуска в условиях высоких температур, доработана бортовая аппаратура ближней навигации, установлены ребра в верхней части фюзеляжа. Стал все более очевиден основной недостаток самолета – значительные затраты времени и топлива (20…25 %) на вертикальный взлет и посадку.

За четырнадцать лет эксплуатации (1974–1988 гг.) суммарный налет составил 29425 ч. За этот период произошло 37 летных происшествий: 8 катастроф, 21 авария и 8 поломок, что свидетельствует о недостаточной надежности самолета. С течением времени интерес к СВВП снизился из-за малых тактических возможностей. В июле 1991 г. был выполнен последний полет на самолете Як– 38. Их вывели в резерв и стали постепенно резать.

Макет Як-38. ТАКР «Тбилиси» октябрь 1989 г.

Як-38 "80, ТАКР «Новороссийск», Североморск, август 1983 г.

Як-38 № 83. капитан В.Н.Колобов. ТАКР «Новороссийск». Североморск, август 1983 г.

Су-27К (Т-10К-2). Летчик-испытатель В.Пугачев. Первая посадка на ТАКР «Тбилиси», ноябрь 1989 г.

Все самолеты Су-27К имеют увеличенный (по сравнению с сухопутными вариантами) обтекатель замка основных стоек Во время ЛКИ в ноябре 1989 г. Т-10К-2 имел складной стабилизатор. Летом 1990 г. в ходе ЛКИ стабилизатор заменен на нескладной.

Окраска самолета: сверху – пятна неправильной формы различных оттенков голубого цвета, снизу – голубой. Обтекатель носовой РЛС (конус), антенн на киле – белые. Все технологические надписи – красные. Кресло К-36К – черное, панель за ним – серо-зеленоватая. Номер ”39" – синий в белой обводке, стерт до неразборчивости (с обоих бортов)