В 1960 г. начались заводские испытания новой модификации бомбардировщика Як-28 под обозначением Як-28Л.
Машину оборудовали радиокомандной
разностно-дальномерной системой на-
ведения ДБС-2С "Лотос". Станция позволяла наводить самолет на неподвижную цель путем приема сигналов двух
наземных станций управления, расположенных позади линии фронта.
В качестве прототипа использовали
Як-28-3, который доработали под
"Лотос". Госиспытания проводились в 1962 г., но доводка Як-28Л
несколько затянулась. В процессе
испытаний первоначально установленные двигатели Р-11Ф-300 заменили на усовершенствованные
Р-11АФ2-300 с тягой по 6200 кгс на
форсаже в гондолах новой формы,
а также изменили остекление кабины штурмана-оператора.
Доработанный Як-28Л (изделие
"28Л") начали строить серийно в
Иркутске взамен Як-28Б. В процессе производства изменилось артиллерийское вооружение бомбардировщика - вместо HP-23 установили спасенную
пушку ГШ-23Я.
Иными также стали форма и объем
подвесных баков. В строевых частях
система "Лотос" признания не получила. Быстро выяснилось, что хотя она и
позволяла выйти на цель с круговой
вероятной ошибкой всего в 50 м, но
реализовать эту возможность очень
сложно из-за ненадежной работы наземных станций. Кроме того, "Лотос"
оказалась неустойчивой к помехам.
Як-28Л так и не был официально принят
на вооружение, а выпуск этой модификации ограничился 111 экземплярами.
Весной-летом 1965 г. на базе ЛИИ в Жуковском прошли испытания Як-28Л на
штопор. Такие испытания сверхзвукового бомбардировщика в СССР
проводились впервые. Ведущим летчиком был назначен В.В.Добровольский
(НИИ ВВС), а летчиками облета - И.Лесников (НИИ ВВС) и А.Щербаков (ЛИИ).
Программа включала 38 полетов, в которых исследовалось поведение
самолета и двигателей при попадании в различные виды штопора, включая
перевернутый и при полете с большими числами М. Задания выполнялись с
различными величинами полезной нагрузки, в том числе с имитатором "спецгруза"
массой 920 кг и подвесными баками. Выполнение режимов начиналось на
высотах 12000-14000 м.
Выяснилось, что при торможении на больших углах атаки, как и при
сваливании, происходит самовыключение двигателей на приборной скорости
210-270 км/ч. При этом, естественно, переставали работать гидронасосы, и
летчику следовало весьма экономно действовать рулями, т.к. при каждой их
перекладке давление в гидросистеме снижалось. Переставали работать и
некоторые другие системы, в том числе противообледенитель-ная и обогрева
кабины. В одном из полетов после торможения до 260 км/ч Добровольский
удержал самолет от сваливания, тот немного опустил нос и начал
парашютировать со скоростью снижения 50 м/с. Фонарь покрылся изморозью и
оттаял только после включения двигателей. Такое обледенение при
попадании в штопор могло привести к потере летчиком пространственной
ориентации и самым трагическим последствиям. На земле пришлось
потребовать отключить биметаллический ограничитель температуры, и в
последующих полетах до выхода на режим, пока двигатели работали, летчик
разогревал кабину до состояния сауны и только таким образом мог избежать
образования льда на фонаре. В целом выполнение программы показало, что
Як-28 выходит из штопора с запаздыванием в 2-3 витка, тогда как по ОТТ
ВВС-58* оно не должно превышать одного. Левый и правый штопор отличаются
по своему характеру, причем самолет может перейти из одного в другой.
Потеря высоты с учетом после-штопорного пикирования составляла до 8000
м, поэтому было признано, что, если пилоту не удалось справиться с
ситуацией до 4000 м, машину следует покидать. Испытатели выработали
четыре способа вывода Як-28И, однако в Заключении указали: "Считать
нецелесообразным выполнение штопора на самолете "129" всех модификаций с
учебной целью в связи с повышенными требованиями к технике пилотирования
при выводе этих самолетов из штопора".
Краткое техническое описание Як-28Л.
Як-28Л - сверхзвуковой легкий фронтовой бомбардировщик, предназначенный для
поражения целей в тактической и оперативной глубине построения войск противника
в простых и сложных метеоусловиях. Представляет собой двухдвигательный
высокоплан со стреловидным крылом и оперением и велосипедным шасси.
Фюзеляж самолета - цельнометаллический полумо-нокок круглого сечения (в
хвостовой части - овального). Его силовой набор состоит из 42 шпангоутов,
дополнительных полушпангоутов, балок, лонжеронов и стрингеров. Обшивка фюзеляжа
- из листового материала Д16ТВ и В95ТВ. Конструктивно разделен на отсеки: кабину
штурмана, передний отсек оборудования, кабину летчика, отсек топливных баков,
отсек задней опоры шасси и задний отсек оборудования Бомбоотсек располагается
между шп. №№17 и 29. В верхней части фюзеляжа вдоль оси самолета располагается
гаргрот. в котором проходят тяги управления рулями высоты и поворота,
трубопроводы и жгуты. В нижней хвостовой части фюзеляжа имеется аэродинамический
гребень, являющийся одновременно обтекателем антенны. Кабина штурмана, передний
отсек оборудования и кабина летчика образуют герметичный модуль. Отбор воздуха
для наддува кабин производится от компрессоров двигателей. Передняя часть кабины
штурмана образована конусообразным фонарем, плавно сопрягающимся с обводами
фюзеляжа. Сбрасываемый входной люк штурмана располагается сверху. Фонарь кабины
летчика состоит из козырька и сдвижной части, которая может быть сброшена в
аварийной ситуации. Кресла летчика и штурмана - катапультируемые, минимальная
безопасная высота катапультирования - 150 м.
Крыло самолета конструктивно состоит из двух консолей, присоединенных к
фюзеляжу по шпангоутам №14 и №17. Продольный набор консоли состоит из главной
балки, переднего и заднего лонжеронов и стрингеров. Поперечный - 35 нервюр.
Обшивка - из Д16ТВ переменной толщины, от 2 до 9 мм. Угол стреловидности крыла
по 1/4 хорд - 45°. Угол установки - +2°. угол поперечного "V" пo переднему
лонжерону -6°. Крыло имеет переменную толщину, набрано из симметричных профилей
ЦАГИ типа П-53 и С12-С. В элерон ной зоне передняя кромка консоли выдвинута
вперед и опущена вниз для затягивания срыва потока на больших углах атаки. Кроме
того, на верхней поверхности консоли между бортом фюзеляжа и гондолой имеется
аэродинамический гребень. Крыло снабжено элеронами с осевой компенсацией и
выдвижными закрылками. На левом элероне имеется триммер. На каждой консоли
установлены гондола двигателя, подвесной бак, а в концевой части - обтекатель
подкрыльной опоры шасси.
Оперение - стреловидное со стабилизатором, установленным на киле.
Стреловидность горизонтального oпeрения по линии 1/4 хорд - 55°. вертикального -
54°. Двухлонжеронный киль в корневой части снабжен форкилем, плавно
сопрягающимся с гаргротом фюзеляжа. Руль поворота имеет аэродинамическую
компенсацию и весовую балансировку. Горизонтальное оперение состоит из
переставного стабилизатора и разрезного руля высоты, а стабилизатор - из двух
консолей, объединенных между собой поперечной балкой. Каркас каждой консоли
образован двумя лонжеронами, нервюрами и стрингерами. Поперечная балка, шарнирно
закрепленная на заднем лонжероне киля, обеспечивает возможность изменения угла
установки стабилизатора.
Шасси - велосипедного типа, состоит из передней, задней и двух подкрыльных
вспомогательных опор. Нагрузки на переднюю и заднюю основные опоры распределены
приблизительно поровну. Передняя опора - управляемая, при рулежке ее колеса
могут поворачиваться на угол ±40". Амортизация основных опор -
азотно-гидравлическая, вспомогательных опор - пружинно-азотногидравлическая.
Колеса передней опоры КТ-82/2 и задней опоры КТ-61/3 имеют типоразмер 660x200В.
Все колеса основных опор - тормозные, снабжены противоюзовым устройством.
Типоразмер колес подкрыльных вспомогательных опор -310х135А. Колея подкрыльных
опор шасси - 10.72 м, база шасси - 7.76 м.
Для уменьшения длины пробега на самолете применяется щелевой тормозной
парашют ПТ5510-58 с площадью купола 19 м.
Силовая установка включает два двигателя Р-11АФ2-300, расположенных в
гондолах под консолями крыла. Каждый двигатель оборудован регулируемым
всережимиым соплом, автоматической системой запуска, противообледенительной
системой входного канала и системой кислородной подпитки, увеличивающей
надежность высотных запусков. Гондола двигателя имеет сверхзвуковой
воздухозаборник с подвижным конусом. Топливо - авиакеросин Т-1 или ТС-1,
размещено в шести фюзеляжных баках и двух подкрыльных подвесных баках. Общая
емкость баков составляет 7375 л. из них подвесных - 2100 л.
Система управления самолетом в продольном и поперечном каналах - бустерная,
по курсу - механическая. В состав системы входят автопилот АП-28К1 и автомат
курса АК-2А.
Гидросистема самолета состоит из двух автономных систем: силовых цилиндров и
управления самолетом. Гидросистема силовых цилиндров обслуживает управление
конусами воздухозаборников и створками реактивных сопел, закрылками, выпуск и
уборку шасси, управление створками бомбоотсека, положением стабилизатора и
демпферами сухого трения. Гидросистема управления самолетом разделена на
основную и дублирующую и обслуживает бустеры руля высоты и элеронов, рулевой
агрегат РА-5В и бустер поворота передней опоры шасси.
Воздушная система обеспечивает работу механизма управления поворотом передней
опоры шасси, выпуск тормозного парашюта, работу систем торможения колес и
перезарядки пушки. Состоит из основной и аварийной систем. Аварийная
предназначена для выпуска шасси, закрылков, тормозного парашюта, открытия
створок бомболюка, а также торможения колес в аварийных ситуациях.
Кислородное оборудование предназначено для поддержания жизнедеятельности
экипажа и состоит из двух комплектов ККО-1М, каждый из которых включает
кислородный прибор КП-34Р, коммуникации и газификатор с баллоном жидкого
кислорода.
Электрическая система служит для обеспечения электроэнергией приборов и
комплексов оборудования самолета. Источниками постоянного тока служат два
стартер-генератора ГСР ст 120СЮВТ. установленные на двигателях, и два
серебряно-цинковых аккумулятора 15СЦС-45. Питание радиооборудования переменным
током обеспечивают преобразователи ПО-3000 и ПО-1500, а пилотажно-навигационных
приборов - ПТ-500Ц.
Радиооборудование состоит из: УКВ-радиостанции РСИУ-5, КВ-радиостанции
"Призма-3", системы ближней навигации и посадки РСБН-2С. автоматического
радиокомпаса АРК-10, маркерного приемника МРП-56П, радиовысотомера РВ-17.
ответчика системы опознавания СРО-2М, навигационного ответчика дальности
СОД-57М, станции предупреждения об облучении "Сирена-3", самолетного
переговорного устройства СПУ-7.
Вооружение. Бомбардировочное вооружение самолета включает бомбы калибра от
100 до 3000 кг во внутреннем бомбоотсеке. Нормальная бомбовая нагрузка -1200 кг.
максимальная - 3000 кг. Бомба массой до 500 кг крепится на кассетном держателе
КДЗ-226, более 500 кг - на балочном держателе БД-4. Бомбоотсек снабжен системой
терморегулирования, необходимой для ядерных авиабомб. Прицельное бомбометание в
сложных метеоусловиях обеспечивается радиодальномерной станцией ДБС-2С "Лотос".
Стрелковое вооружение самолета первоначально состояло из пушки НР-23 калибра 23
мм с боезапасом 50 патронов в передней части фюзеляжа справа между шпангоутами
№№3 и 10А. В дальнейшем устанавливалась двухствольная 23мм пушка ГШ-23Я.
Управление стрельбой - электрическое, перезарядка - электропневматичоская. Для
стрельбы используется коллиматорный прицел ПКИ в кабине летчика. Для создания
помех РЛС противника самолет снабжен устройством "Aвтомат-2И". сбрасывающим
радиолокационные ловушки-отражатели из металлизированного стекловолокна.