Авиация и космонавтика 2008 02 - [24]
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.
