Самолет Як-38М

За 10 лет, прошедших после первого взлета, Як-38 прошел всесторонние испытания, претерпел ряд конструктивных усовершенствований и в конечном счете вполне освоил профессию палубного штурмовика. Однако, несмотря на применение взлета с коротким разбегом и доработку силовой установки, его боевая эффективность все еще оставляла желать лучшего. Реальная оценка ситуации позволяла ведущим специалистам ОКБ еще в феврале 1980 г. подготовить решение о совместной (МАП, ВВС, ВМФ) разработке долгосрочной программы, направленной на расширение боевых возможностей самолета. В результате 27 марта 1981 г. вышло решение Комиссии Президиума Совмина СССР по военно-промышленным вопросам №280 о проведении глубокой модификации штурмовика - создании варианта Як-38М.

При этом ставка делалась на новые двигатели. HПО “Союз” под руководством О.Фаворского путем кардинальной переработки Р-27В-300 создало ПМД Р-28-300 с максимальной горизонтальной тягой 7100 кгс и вертикальной 6700 кгс. Одновременно конструкторы Рыбинского ОКБ улучшили параметры своих ПД, доведя тягу нового РД-38 до 3250 кгс.

Два прототипа Як-38М были построены в ОКБ в 1982 г. Прирост тяги ПД и ПМД позволил на полтонны поднять взлетную массу новой машины, что дало возможность увеличить ее боевой потенциал. В первую очередь - дальность полета, для чего была предусмотрена установка ПТБ. Hекоторым изменениям подверглась конструкция фюзеляжа, главным образом в зоне воздухозаборников. Кроме того, самолет получил управляемую переднюю стойку шасси, расширенный состав оборудования и вооружения. Арсенал штурмовика пополнился кассетами РБК-500 и ракетами Х-25МР класса “воздух-поверхность”. 30 ноября 1982 г. летчик-испытатель Митиков выполнил на Як-38М (сер. №0413, борт “82”) первое висение, а 10 февраля 1983 г. - первый полет по “полному профилю”. Заводские испытания машины прошли с 7 декабря 1982 г. по 3 июня 1983 г., после чего самолет был передан на ГСИ, этап “А”, завершившийся в конце 1983 г. По их результатам были выданы рекомендации о запуске Як-38М в серийное производство. Этап “Б” ГСИ закончен в июне 1985 г. Ведущим инженером от ОКБ был Г.А.Федотов.

Як-38М был принят на вооружение и поступил в эксплуатацию на авианесущие корабли, однако ожидаемого резкого повышения их боевого потенциала не принес. Hовые двигатели оказались даже более “прожорливыми”, чем их предшественники, поэтому ТТХ штурмовика улучшились незначительно, и его ударные возможности продолжали оставаться ограниченными. Тем не менее, Як-38М добросовестно отслужили положенное время и с июля 1991 г. стали выводиться в резерв.  С 1974 по 1988г. суммарный налёт самолётов Як-38 и 38М составил 29 425 часов , за это время было зарегистрировано 37 лётных происшествий , из них 8 катастроф. Последняя авария самолёта Як-38 произошла в 1995г. при подготовки к авиасалону МАКС (пилот А.А. Синицин благополучно катапультировался).

Самолёт выполнен по схеме среднеплана с одним подъёмно-маршевым и двумя подъёмными двигателями и трёхопорными шасси. Конструкция планера выполнена из алюменивых сплавов, наиболее широко применён сплав 01420, обладающий высокой коррозионной стойкостью.

  Фюзеляж - стрингерный полумонокок овального сечения с носовым коком, выполненным из радиопрозрачного материала, и хвостовым обтекателем. Конструктивно разделён на две части: носовую и хвостовую, стыкающиеся болтами. В носовой части расположена герметическая кабина вентиляционного типа с фонарём, состоящим из неподвижной части (козырька) и откидывающейся  вправо подвижной части. Герметизация кабины по периметру откидной части фонаря осуществляется резиновым шлангом, а который подаётся воздух под давлением 1,8 - 2,5 кгс/см2. Трубобопроводы, тяги управления и электрожгуты выходят из кабины через герметические выводы.

Для предотвращения попадания горячих газов двигателей в воздухозаборники сверху и снизу фюзеляжа установлены отражательные рёбра. Кроме того, для защиты конструкции фюзеляжа и самолётных систем от воздействий высоких температур ПМД закрывается экраном, а на обшивку отсека ПМД ниже зализа крыла нанесено теплозащитное покрытие.

Крыло треугольной в плане формы, концевые части выполнены складывающимися. Крыло имеет угол стреловидности по передней кромке 45 градусов, угол установки -0 градусов, отрицательное поперечное V-10 градусов., относительное удлинение крыла -2,58. Крыло снабжено элеронами с весовой балансировкой и осевой компенсацией, а также выдвижными закрылками. Правый элерон имеет триммер. Корневые части крыла имеют щелевые закрылки. На стоянке складывающиеся части крыла могут поворачиваться вверх вокруг оси верхних шарниров соединения на 102 градуса при помощи гидроцилиндров, управляемых из кабины.

Cтабилизатор размахом 3,8м. стреловидный, низкорасположенный, с рулями высоты, киль тоже стреловидный, с форкилем и рулём направления, профили стабилизатора и киля симметричные, относительной толщиной 6%. Стреловидность стабилизатора по линии 1/4 хорд-53 , киля -43 градуса.

Шасси трёхопорное, убирающееся, носовая опора убирается назад, главная  - вперёд в фюзеляж. На каждой опоре по одному колесу на рычажной подвеске, база шасси 5,5 м, колея - 2,75м.

Силовая установка состоит из одного подъёмного-маршевого ТРД Р-27В-300 с тягой 6100кгс или Р-28В-300 с тягой 6800кгс, разработанных в ОКБ "Союз" , и двух подъёмных ТРД Р-36-35ФВР тягой по 3000кгс. созданных в Рыбинске. Двигатели размещены в фюзеляже самолёта в двух отсеках. Отсек подъёмных двигателей, в котором они расположены тандемом с наклоном в 10 градусов вперёд, расположен за кабиной пилота. Отсек подъёмно-маршевого двигателя находиться за передним топливным баком.

Воздухозаборники подъёмных двигателей расположены под верхней открывающейся створкой за кабиной пилота , а воздухозаборники подъёмно-маршевых двигателя - боковые однорежимные, снабжены перепускными створками и щитками для слива пограничного слоя.
ПМД имеет одинадцатиступенчатый компрессор и двухступенчатую турбину, сопло - нерегулируемое. Запуск ПМД - электрический от внешнего источника питания . ПД имеют шестиступенчатый компрессор и одноступенчатую турбину.

Топливо общей массой 2750 кг размещается в двух герметичных топливных фюзеляжных отсеках.

Целевое оборудование. Пилотажно-навигационное и радиотехническое оборудование самолёта обеспечивает автономную навигацию (программирование маршрута полёта , выведение самолёта в район цели и возвращение  к аэродрому посадки (кораблю).
В состав оборудования входят: система автоматизированного управления полётом САУ-36, автоматический радиокомпас АРК-15М, радиовысотомер РВ-5, радиосистема ближней навигации РСБН-36, система опознавания СРО-2М, маркерный радиоприёмник МРП-56П, радиостанция Р-860-1 и другая аппаратура. Установлен оптический прицел АСП-ПФД-21 и фотоконтрольный прибор СШ-45-100-ОС.

В комплекс обороны самолёта входят станция предупреждения "Сирена-3М", а также аппаратура постановки активных помех "Сирень-И" ("Гвоздика").

Для контроля работы оборудования и самолётных систем установлен самописец "Тестер-УЗЯ" (или УЗЛ), позволяющий вести одновременно запись 50 параметров.

Общесамолётные системы. На самолёте имеется три гидровлическии системы: основная гидросистема, обеспечивающая работу гидроусилителей системы управления, управление разворотом перередней стойки шасси, раскладывания и складывания консолей крыла, источником питания основной гидросистемы является насос НП-72М, установленный на коробке приводов ПМД; гидросистема силовых приводов, обеспечивающая уборку и выпуск шасси, закрылков, открытие и закрытие створок отсека подъёмных двигателей, заслонок отбора воздуха при реактивном управлении самолётом, заслонок подачи воздуха на запуск подъёмных двигателей и к переднему струйному рулю; дублирующая гидросистема, обеспечивающая  питание гидроусилителей управления самолётом в случае выхода из строя основной гидросистемы.

Пневматическая система состоит из двух автономных систем: аварийной и резервной. От аварийной пневмосистемы осуществляется рабочее торможение колёс, аварийный выпуск шасси и закрылков, аварийное открытие створок отсека подъёмных двигателей заслонок струйных рулей, выпуск и сброс тормозного парашюта.

Резервная пневмосистема служит для аварийного торможения колёс главных опор шасси и аварийного выпуска тормозного парашюта.

Электросистема, в которой источниками электроэнергии постоянного тока является стартёр-генератор ГСР-СТ-18/7ОКИС и две аккумуляторные батареи 15СЦС-52Б, а источниками переменного тока - генератор ГТ-16П48Д и преобразователь ПО-750А и ПТ-500ЦС.

Система кондиционирования воздуха включает агрегаты отбора воздуха от двигателя и агрегаты регулирования и ограничения температуры воздуха, поступающего в кабину, а также агрегаты автоматического регулирования давления воздуха. Кислородная система состоит из кислородного прибора КП-52М, двух кислородных баллонов ёмкостью по два  литра с давлением кислорода 150кг/см2, зарядного штуцера, трубопроводов и парашютного кислородного прибора КП-27М .Комплект КП-52М работает с кислородной маской КМ-34 и защитным шлемом ЗШ-5А.

Комплекс средств спасения обеспечивает покидание самолёта в аварийной обстановке на режимах вертикального взлёта и посадки, переходных режимах полёта, включая разбег и пробег, также при полётах над водой и сушей. На опытных и предсерийных самолётах использовалось кресло КЯ-1М со спасательной парашютной системой ПС-Я серии 2 и электрическая система катапультирования СК-ЭМ. Аварийное покидание кабины с креслом КЯ-1М на нормальных режимах полёта выполняется вручную, а на вертикальных и переходных режимах  - автоматически от сигнала электрической системы СК-ЭМ без вмешательства лётчика. Катапультирование кресла осуществляется при помощи стреляющего механизма КСМ-Я1М.

На серийных самолётах установлено кресло К-36ВМ с носимым аварийным запасом НАЗ-7М и автоматическая система катапультирования СК-ЭМП. Аварийное покидание кабины с креслом К-36ВМ на нормальных режимах полёта также выполняется вручную. Безопасная скорость катапультирования при этом 140-1100км/ч (при условии безопасного сброса фонаря и применения защитного шлема ЗШ-5А). Максимальная безопасная скорость катапультирования через фонарь - 500км/ч, высота при этом должна быть не менее 40 м; на уровне моря катапультирование возможно при скорости до 950км/ч. Катапультирование кресла осуществляется входящим в его конструкцию комбенированым стреляющим механизмом КСМУ-36ВМ.

Вооружение: подвесные пушечные контейнеры 2хУПК-23-250, УР 2хР-60М или 2хХ-23 “Дельта” НУР 2хУБ-32М/57 или 4хУБ-16/57, бомбы ФАБ-250, ФАБ-100, ЗАБ-100. Максимальная масса боевой нагрузки при взлете с пробегом - 2000 кг, при вертикальном взлете - 600 кг