ДОЛГИЙ ПУТЬ В НЕБО (истребитель-перехватчик МиГ-25)

Летом 1967 г. небо над московским аэропортом Домодедово расколол грохот двигателей тройки новейших советских истребителей МиГ-25. Даже подготовленный зритель, имевший удовольствие ознакомиться с фотографиями машины, опубликованными незадолго до этого события в центральных газетах, был поражен ее необычными угловатыми формами.

Разработка авиационного комплекса перехвата С-155, первоначально состоявшего из истребителя-перехватчика Е-155П с турбореактивными двигателями Р15-300 и двух всеракурсных управляемых ракет класса «воздух-воздух», началась в конце 1950-х.

Тактический радиус действия и продолжительность полета будущего Е-155 позволяли использовать его вне зоны действия зенитно-ракетных комплексов.

В качестве бортовой РЛС предполагалась станция «Смерч-А» с большой дальностью обнаружения целей, позволявшей ей обеспечивать достаточно эффективные ракетные атаки при существенных ошибках наведения, выполняемого наземной системой «Воздух-1».

Первым главным конструктором самолета МиГ-25 был Н.З. Матюк, а с 1976 г. — Л.Г. Шенгелая, под руководством последнего началась окончательная отработка аэродинамики, конструкции планера и всех систем самолета.

Одна из сложнейших задач, которую пришлось решать в ОКБ-155, заключалась в преодолении «теплового барьера». Дело в том, что из-за трения воздуха планер сильно нагревался, причем температура носовой части фюзеляжа и передних кромок крыла была столь высока, что ухудшались механические свойства не только алюминиевых, но и существовавших титановых сплавов. В результате в ОКБ-155 сделали ставку на конструкцию из нержавеющих сталей.

Применение тонкого высокорасположенного крыла умеренной стреловидности в сочетании с высокой весовой отдачей самолета по топливу позволило выполнять длительные полеты с подвешенными ракетами со скоростью до 2600 км/ч на высоте 20 — 25 км и маневрировать с четырехкратной перегрузкой.

Другой особенностью машины стали плоские боковые воздухозаборники в виде перевернутого совка. Их применение не только упростило регулирование параметров воздушного потока на входе в двигатели во всем диапазоне скоростей, но и способствовало снижению запаса продольной устойчивости на сверхзвуке.

Применение двухкилевого оперения в сочетании с подфюзеляжными аэродинамическими гребнями уменьшило высоту самолета и облегчило планер.

В докладной записке, направленной в ЦК КПСС 20 апреля 1961 г., говорилось, в частности:

«В соответствии с поручением, предусмотренным постановлением Совета Министров и ЦК КПСС от 17 февраля 1961 г., нами подготовлены предложения о создании авиационно-ракетного комплекса перехвата воздушных целей С-155…

С-155 должен обеспечивать поражение воздушных целей, летящих на высотах от 500 м до 27 — 30 км, при скорости их полета от 800 до 3000 — 3500 км/ч в зависимости от высоты. При этом атака целей на средних и больших высотах производится под любыми ракурсами на малых высотах — в задней полусфере. Дальность стрельбы ракетами К-40А — 30 км».

Первый экземпляр перехватчика Е-155П перебазировали на летную станцию в августе, и 9 сентября 1963 г А. Федотов поднял его в небо. Опытный перехватчик мог комплектоваться лишь двумя ракетами, что соответствовало техническому заданию. Однако аппетиты военных постоянно растут, и вскоре они потребовали разместить на перехватчике четыре ракеты К-40.

Доработку, связанную с увеличением числа управляемых ракет, выполнили на третьем перехватчике Е-155П-3 с ТРДФ Р15Б-300, построенном на Горьковском авиазаводе им. С. Орджоникидзе. Е-155П-3 получился тяжеловатым, но, по воспоминаниям летчика-испытателя Б.А. Орлова, «летал по-прежнему неплохо».

Летать на Е-155, тем более испытывать его было совсем не просто. Первые машины имели жесткие ограничения по приборной скорости, и несоблюдение этих ограничений приводило порой к нежелательным последствиям. 30 октября 1967 г. в ЛИИ потеряли первый Е55П-1 при попытке побить мировой рекорд скороподъемности. Причиной катастрофы, унесшей жизнь летчика-испытателя НИИ ВВС подполковника И.И. Лесникова, стало кренение самолета на скорости около 1000 км/ч. Этот дефект Е-155, связанный с недостаточной жесткостью крыла, впервые обнаружили летчики-испытатели ОКБ-155, но они приспособились к нему, заблаговременно создавая крен в противоположную сторону. После же преодоления звукового барьера все приходило в норму.

Окончательно же решить вопрос с поперечной управляемостью МиГ-25 удалось лишь в 1971 г., и поводом для этого стал переворот МиГа на спину после пуска ракет на большой сверхзвуковой скорости из-под одной консоли крыла. Это явление, свойственное лишь МиГ-25П, получило бытовое название «эффект Казаряна», по фамилии летчика-испытателя НИИ ВВС. Тогда и появилось предложение ввести в систему управления стабилизатором устройство дифференциального отклонения, связав его с элеронами, подобно тому, как это сделано на МиГ-23.

С этой целью на Горьковском авиазаводе доработали серийный МиГ-25П, что позволило расширить диапазон скоростей полета до 3000 км/ч.

В отличие от своих предшественников, МиГ-25 имел два значения максимальной высоты горизонтального полета. Практический потолок машины с четырьмя ракетами в классическом его понимании, где скороподъемность не ниже 3 м/с, равнялся 21500 м. Однако он не был пределом. Высота горизонтального полета в течение 30 секунд по новой методике пилотирования составила 25500 м. Но и она не являлась ограничением.

Для МиГ-25 практический потолок не был показателем: он важен лишь при контрольно-сдаточных испытаниях серийных машин для проверки заказчиком тяговых характеристик силовых установок. А самолет, обладая большим запасом кинетической энергии, может совершать горизонтальный полет на существенно больших высотах.

Совместные государственные испытания перехватчика начались в декабре 1965 г. и завершились в апреле 1970 г. В сентябре 1969 г. истребитель-перехватчик в полигонных условиях при помощи ракеты Р-40Р впервые сбил радиоуправляемую мишень МиГ-17М. 13 апреля 1972 года МиГ-25П официально приняли на вооружение, а в 1973-м завершились его войсковые испытания.

По итогам заводских и государственных испытаний в конструкцию самолета и двигателя внесли ряд изменений. В частности, крылу придали отрицательный угол поперечного V=-5°, отказались от ласт на его законцовках, увеличили площадь килей и уменьшили поверхность подфюзеляжных гребней, ввели дифференциально отклоняемый стабилизатор.

Казалось, машина достигла нужной кондиции, но 29 июня 1973 г. на аэродроме Кубинка во время репетиции перед показом техники руководителям КПСС и советского правительства при проходе пары МиГ-25П на малой высоте возле трибун самолет майора В. Майстренко неожиданно стал крениться влево и врезался в землю. Пилот из-за малой высоты и, видимо, неожиданно возникшей и быстро развивавшейся аварийной ситуации не успел воспользоваться средством аварийного спасения. В том же году и по той же причине погиб летчик-испытатель НИИ ВВС А.В. Кузнецов.

Разобраться с этой катастрофой удалось лишь после гибели летчика-испытателя ЛИИ О.В. Гудкова 4 октября 1973 г. После произошедшей трагедии специалисты пришли к выводу, что мощности гидроусилителей дифференциально отклоняемого стабилизатора явно недостаточно при полетах на малых высотах, что приводило к его «закусыванию». Эту задачу решили, сместив ось вращения стабилизатора вперед и тем самым уменьшив его шарнирный момент.

6 сентября 1976 г. произошло событие, чуть не подорвавшее обороноспособность страны. В тот день военный летчик старший лейтенант В. Беленко, взлетев с аэродрома Чугуевка на Дальнем Востоке, направился в сторону ближайшей американской авиабазы, но приземлился в аэропорту японского города Хоккайдо. Тем не менее, японцы передали машину в полное распоряжение специалистов воздушных сил США.

О таком трофее американцы могли только мечтать и привлекли для исследований МиГа свыше 200 человек. Авиационные специалисты США не только изучили все системы машины, но и взяли пробы конструкционных материалов. Самолет японцы вернули в СССР, но не полностью, оставив американцам немало «сувениров».

В связи с этим в ноябре того же года вышло постановление правительства СССР о мерах по повышению боевых возможностей авиационного комплекса МиГ-25-40. Документом предусматривались модернизация ракет Р-40 и введение в состав вооружения управляемых ракет ближнего боя Р-60. Предстояло заменить бортовую аппаратуру наведения и целеуказания, запросчик-ответчик «свой — чужой», радиостанции, радиокомпас и радиовысотомер и прочее оборудование. РЛС «Смерч-А2» заменили на «Сапфир-25» с другой частотой излучения, повышенной помехозащищенностью и более широкими функциональными возможностями. На «Сапфире-25» впервые ввели режимы, позволяющие перехватывать цель на фоне земной поверхности, что значительно расширило боевые возможности перехватчика. Машину оснастили доработанными двигателями Р15БД-300.

Так появился перехватчик МиГ-25ПД (доработанный). Поскольку к этому времени МиГ-25П был одним из основных самолетов ПВО СССР, то потребовалось срочно доработать машины, как выпускавшиеся серийно, так и находившиеся в строевых частях; последние после доработки ремонтными заводами ВВС получили обозначение МиГ-25ПДС.

Боевое крещение МиГ-25П состоялось, видимо, 13 февраля 1981 г., когда сирийские истребители взлетели на перехват израильских разведчиков RF-4E «Фантом» II, вторгшихся в воздушное пространство Ливии. Позже догадались, что израильские «фантомы» играли роль приманки для МиГ-25П и, применив средства РЭБ, со снижением ушли в сторону Израиля. МиГи же подкараулила пара незаметно подошедших на малой высоте израильских F-15A. Один из них, будучи ниже МиГа и оставаясь невидимым для его летчика, выпустил две ракеты AIM-7P «Спэрроу», одна из которых попала в крыло перехватчика.

Спустя 16 дней сирийцы решили вновь ввести в бой МиГ-25П, заимствовав тактику израильтян. Два МиГ-21 завлекли пару F-15A, начавших преследование сирийских самолетов. Тут их и «засекли» два МиГ-25ПД. Разделившись, один перехватчик атаковал F-15A на встречном курсе, а второй — с фланга. Летчик первого МиГа, из-за срыва автоматического сопровождения, не смог воспользоваться оружием и был сбит ракетой ведущего израильской пары.

Пилот второго МиГ-25ПД поймал цель на удалении около 40 км и двумя ракетами Р-40 сбил ведомого F-15A. Больше боевых столкновений сирийских МиГ-25ПД с израильскими самолетами не отмечалось.

В ходе ирано-иракской войны 1980 — 1988 гг. иракские МиГ-25ПД уничтожили несколько боевых самолетов Ирана, не понеся потерь.

В 1991 г., во время боевых действий в районе Персидского залива, иракцы вновь нашли применение своим МиГ-25ПД. 17 января летчик МиГ-25ПД уничтожил самолет ВМС США F/A-18 «Хорнет». Спустя два дня, по американским данным, пилотам истребителей ВВС США F-15C «Игл» удалось сбить два МиГ-25ПД.

25 декабря 1992 г. два истребителя ВВС США F-16C, впервые применив новейшие УР AIM-120 Amraam, сбили над зоной, закрытой для полетов авиации Ирака, иракский МиГ-25. В тот же день иракский МиГ-25ПД вступил в поединок с американским F-15E, завершившийся безрезультатно для обеих сторон. Были и другие случаи боевого соприкосновения МиГов с неприятельскими самолетами. После распада СССР самолеты МиГ-25ПД использовались Азербайджаном в боевых действиях против Армении. При этом самолеты пытались применять ракеты класса «воздух-воздух» с тепловыми головками самонаведения против армянских танков, но безуспешно.

Для обучения и тренировки военных летчиков разработали самолет МиГ-25ПУ. В отличие от перехватчика, на нем заново спроектировали носовую часть фюзеляжа, разместив в ней кабину инструктора. Одновременно сняли РЛС, сохранив в кабине обучаемого пульт управления ею. Под крылом оставили пилоны с пусковыми устройствами, но вместо боевых на них подвешивали макеты ракет БЛ-46.

В ходе государственных испытаний МиГ-25ПУ с четырьмя ракетами Р-40 была достигнута скорость, в 2,75 раза превышавшая звуковую. Однако при этом возникла тряска машины, и скорость ограничили 2800 км/ч, что соответствует числу М=2,65.

МиГ-25ПУ пережили своего предшественника. Они использовались не только для тренировки и переучивания летчиков на МиГ-25, но и на перехватчик МиГ-31. Например, в 1983 г. истребительный авиаполк имени Б.Ф. Сафонова перевооружился на МиГ-31, но для обучения пилотов использовался МиГ-25ПУ.

В 1971 г. Горьковский авиазавод приступил к полномасштабному выпуску перехватчиков МиГ-25П и учебно-тренировочных МиГ-25ПУ. В конце 1978 г., предприятие перешло к производству МиГ-25ПД. Перехватчики перестали строить в 1979 г.

МиГ-25 в различных вариантах состоял на вооружении ВВС Алжира, Болгарии, Индии, Ирака, Ливии и Сирии.

Краткое техническое описание МиГ-25П

МиГ-25 — цельнометаллический высокоплан, выполненный по классической схеме. Основные конструкционные материалы планера: нержавеющие стали: ВНС-2 — для обшивки и внутреннего набора планера и ВНС-5 — для силовых элементов, соединявшихся контактной сваркой. Из стали выполнено около 80% конструкции планера, 8% — из титана, 11% — из алюминиевых сплавов и 1 % — из других материалов.

Крыло трапециевидной формы трехлонжеронное. У бортовой хорды угол его стреловидности — 42,5°, а начиная с 0,653 его полуразмаха — 41° 1′. Крыло в корневой части набрано из симметричных профилей ЦАГИ П-44М с острой передней кромкой относительной толщиной 3,7%. В средней части — несимметричный профиль ЦАГИ П-101М относительной толщиной 4,1%, а на концах — 4,76%.

На крыле расположены аэродинамические перегородки (гребни) относительной высотой 4% от средней аэродинамической хорды (САХ), равной 4,914 м. Под крылом имеются узлы подвески пилонов для пусковых устройств ракет Р-40, а на его законцовках — штанги с противофлаттерными грузами. Крыло снабжено закрылками с неподвижной осью вращения, отклоняемыми на взлете и посадке на 25° (максимальный угол 29°).

Элероны с противофлаттерными грузами в носках имеют осевую аэродинамическую компенсацию и отклоняются вверх и вниз на углы до 25°.

Фюзеляж — полумонокок с несущими топливными баками. На верхней и нижней его поверхности расположены два тормозных щитка. Верхний из них отклоняется на угол 43,5°, а нижний — на 45°. Причем запрещалось использовать нижний щиток на скоростях, соответствующих числам М менее 1,5 из-за возникновения пикирующего момента, а верхний щиток — во избежание вибрации хвостового оперения на высотах ниже 7000 м и числах М=0,85-1,1.

Оперение состоит из двух килей с рулями поворота и дифференциально отклоняемого (для управления по тангажу и крену совместно с элеронами) стабилизатора. Под хвостовой частью фюзеляжа имеются два дополнительных киля площадью 3,55 кв.м. На правом киле установлена штанга автоматического выпуска тормозного парашюта перед касанием самолета ВПП.

Кили набраны из профилей ЦАГИ С-11с с острой передней кромкой и относительной толщиной 4,5% у борта и 4% — на концах. Для снижения лобового сопротивления вертикальное оперение установлено с развалом 8° к плоскости симметрии самолета. Рули поворота отклоняются на углы до 25° в обе стороны. Горизонтальное оперение с углом стреловидности 50°22′ по передней кромке набрано из симметричных профилей ЦАГИ С-11с относительной толщиной 5,5% у корня и 4% на концах. Для снижения увеличения критической скорости флаттера концевая хорда стабилизатора срезана под углом 38°, а с целью уменьшения влияния газовых струй двигателя на его шарнирный момент задняя кромка корневой части горизонтального оперения срезана под углом 15° к плоскости симметрии самолета.

Ось вращения стабилизатора расположена под углом 45° к плоскости симметрии самолета и проходит через треть его САХ. Для уменьшения шарнирного момента стабилизатора в его заднюю кромку вклеена пластина шириной 70 мм, отклоненная вниз на 2°.

Система управления самолетом — трехканальная. Она обеспечивает пилотирование самолета как в ручном режиме, так и в автоматическом по командам с устройства САУ-155УП. Для отклонения стабилизатора используются два гидроусилителя БУ-170, рулей поворота БУ-100, элеронов БУ-170Э. Имитация усилий на ручке управления самолетом в канале тангажа осуществляется специальным загрузочным механизмом. Во всех каналах установлены механизмы триммерного эффекта МП-100М.

Силовая установка состоит из воздухозаборных устройств (ВЗУ) с горизонтально расположенным клином торможения воздушного потока и двигателей Р15Б-300.

Регулирование площади поперечного сечения канала ВЗУ осуществляется изменением положения передней и задней створки клина, управляемых одним общим гидроцилиндром от общей гидросистемы самолета с помощью устройства автоматического и ручного управления РВУМ-2А. Передняя створка клина имеет отверстия для отсоса пограничного слоя. Нижняя створка ВЗУ отклоняется на взлете вниз на угол 20°, а в полете имеет два положения под углами 7° и 12°, в которые она последовательно автоматически устанавливается после уборки шасси и достижения скорости, соответствующей числу М=2,5.

Для выравнивания поля скоростей перед двигателями между фюзеляжем и ВЗУ имеются щели под слив пограничного слоя, а перед первой ступенью компрессора двигателей установлен входной направляющий аппарат.

Двигатели Р15Б-300 имеют осевой пятиступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания и одноступенчатую турбину. Сопла — двух вариантов: с длинными и короткими эжекторными створками.

Топливо размещено в шести фюзеляжных и четырех крыльевых баках-отсеках общим объемом около 17 150 л. Предусмотрены подфюзеляжная подвеска конформного топливного бака объемом 5300 л и устройство аварийного слива со скоростью до 2000 л/мин.

Шасси — трехопорное, с рычажной подвеской колес и инерционными датчиками системы автоматического растормаживания; носовая стойка снабжена механизмом разворота. Основные опоры имеют по одному колесу КТ-111/2А размерами 1300×360 мм и носовая — два колеса КТ-1 2/2А размерами 700×200 мм.

Для сокращения пробега самолета на хвостовой части фюзеляжа (между килями) размещен контейнер для двух парашютов ПТК-10240-65 с крестообразными куполами и общей площадью 50 кв.м., выпускаемых при скорости не более 330 км/ч.

Для аварийного покидания самолета имеется катапультируемое кресло КМ-1М (на МиГ-25ПУ: у курсанта кресло КМ-1 УМ, у инструктора — КМ-1 ИМ), обеспечивающее спасение летчиков на всех высотах до 25 км и при индикаторной скорости от 130 до 1200 км/ч.

Вооружение самолета включает до четырех ракет Р-40Р с полуактивной ГСН и Р-40Т с инфракрасной ГСН.

Основные данные истребителя-перехватчика МиГ-25ПД

Размах крыла, м — 14,056
Длина самолета с ПВД , м — 23,57
Высота (пустой снаряженный самолет), м — 6,5
Площадь крыла, кв.м. — 61,9
Взлетная масса, кг:
нормальная — 34 920;
максимальная с четырьмя ракетами Р-40Д — 36720
Масса топлива макс., кг — 14570
Скорость максимальная, км/ч:
у земли — 1200;
на высоте 13 км — 3000
Время набора высоты 20 км, мин. — 7,5 — 8,9
Потолок практический, м — 21500
Дальность максимальная на высоте 10 км, км:
на скорости М=0,85 — 1730*;
на скорости М>1 — 1250*
Продолжительность полета на высоте 10 км, на скорости М=0,85, ч. — 1,95**
Разбег/пробег, м — 1250/1550***
Примечание.
* С четырьмя ракетами Р-40. Без ракет — 1580 и 2070 км соответственно.
** С четырьмя ракетами Р-40. Без ракет — 2,32 ч.
*** С тормозным парашютом — 800 м.

В состав оборудования входили, в частности, командная «Эквивалент-СМ» и связная «Призма-2РМ» радиостанции, радиокомпас АРК-10, радиовысотомер «Репер-М», маркерный радиоприемник МРП-56, курсовертикаль СКВ-2НМ-2, система автоматического управления САУ55А1 и прочее.

Н. ЯКУБОВИЧ