К концу 1970-х годов на Западе сменились уже несколько поколений самолетов ДРЛО. ВВС США и Объединенные вооруженные силы НАТО располагали стратегическим самолетом ДРЛО Е-ЗА «Сентри». ВМФ США эксплуатировал палубные Е-2С Хокай, которые в качестве тактического самолета ДРЛО были приняты на вооружение в Израиле. Во многом благодаря своевременному освоению Е-2С авиация этой страны получила значительные преимущества в очередной войне с арабами в 1982 г. В это время в СССР на вооружении состоял только стратегический Ту-126 (создан на основе Ту-114), а самолета оперативно-тактического назначения для непосредственного управления боевыми действиями не имелось ...
В 1982 г. правительство СССР по представлению министерств обороны,
авиа-, радио- и электронной промышленности, а также промышленности
средств связи приняло решение о проведении исследовательских работ по
оперативно-тактическому самолету ДРЛО. Головным предприятием по теме в
целом был определен Киевский механический завод (КМЗ - ныне АНТК им.
О.К.Антонова), а по радиоэлектронному комплексу - Московское НПО Вега.
Требования к самолету были очень высоки, а сроки сжаты. Предстояло
создать машину наземного базирования, не уступающую Е-2С. Применение
этого самолета позволило бы значительно повысить боевую эффективность
советской истребительной и штурмовой авиации.
Требования, сформированные в 1982-83 гг. ВВС и ПВО при участии научно-исследовательских институтов и предприятий промышленности, предусматривали:
- продолжительность полета 4,5-5 ч;
- возможность обнаружения на больших дальностях множества низколетящих и малозаметных целей;
- одновременное сопровождение не менее 120 целей;
- обнаружение в широком диапазоне частот излучающих РЛС, их классификацию и определение - пеленга, отображение соответствующей информации на рабочих местах операторов;
- совместную работу самолета с истребителями-перехватчиками, как состоящими на вооружении, так и разрабатываемыми;
- передачу информации одновременно на командные пункты и в АСУ ВВС, ПВО, ВМФ и Сухопутных войск;
- эксплуатацию в различных географических зонах в простых и сложных метеоусловиях, днем и ночью, при температурах наружного воздуха 50°С;- обеспечение автономности базирования в течение продолжительного времени.
Особенностью разработки самолета, позже получившего обозначение Ан-71, стало оперативное решение концептуальных вопросов: определение компоновки, состава и технического уровня оборудования, порядка и сроков создания, а также тактики применения. В результате в IV квартале 1982 г. появились проект ТТЗ и техническое предложение на самолет (в двух вариантах построения радиотехнического комплекса (РТК). 1-й вариант - РТК, работающий в дециметровом диапазоне длин волн, с размещением антенных систем в обтекателе над фюзеляжем самолета. 2-й вариант - РТК, работающий в сантиметровом диапазоне, с размещением антенных систем в носовой и хвостовой частях фюзеляжа.
При разработке техпредложения рассматривались несколько носителей РТК, в том числе: Ан-32, Ан-12, Ан-72 и специально создаваемый самолет. Оценивались аэродинамические и компоновочные особенности планера и оборудования, энергетические возможности и реальность достижения предполагаемых тактико-технических требований (ТТТ). Проводились аэродинамические исследования на моделях двух вариантов самолета. Определялось: положение антенного обтекателя (АО) с учетом интерференции с фюзеляжем, крылом и оперением, влияние его на устойчивость, управляемость, аэродинамическое качество и т.п. Подготовленные материалы к марту 1983 г. были рассмотрены заказчиком, и на основе их всестороннего анализа был принят вариант с размещением антенны над фюзеляжем, ставший основой для разработки этого комплекса, о чем в тактико-техническом задании (ТТЗ) написано предельно конкретно: «Самолет Ан-71 создается на базе легкого ВТС Ан-72». На этапе техпредложения фактически определилось лицо новой машины: проработки и исследования были настолько глубоки и объемны, что позволили перейти к рабочему проектированию, минуя стадию эскизного проекта и постройки макета.
Аэродинамическая компоновка Ан-71 выбиралась, исходя из необходимости обеспечения работы антенны РТК без зон затенения конструкцией самолета. Прорабатывались две схемы размещения АО: на специальном пилоне и на законцовке вертикального оперения (ВО). Комплексный анализ схем показал преимущества последней, хотя при этом требовалось заново разработать хвостовую часть фюзеляжа и оперение. Было спроектировано ВО, имевшее обратную стреловидность, большие хорду и толщину. По сравнению с исходным Ан-72 почти на 4 м уменьшилось его плечо, что негативно сказалось на управляемости машины. Горизонтальное оперение (ГО), перенесенное на фюзеляж, попадая в зону воздействия реактивных струй от двигателей, должно было испытывать высокие вибрационные нагрузки. Для снижения этого негативного воздействия ГО придали довольно значительный угол поперечного V и спроектировали отогнутую вверх хвостовую часть фюзеляжа, что позволило приподнять ГО на 500 мм. При этом моментные характеристики самолета по тангажу все же заметно отличались от Ан-72.
Требования, сформированные в 1982-83 гг. ВВС и ПВО при участии научно-исследовательских институтов и предприятий промышленности, предусматривали:
- продолжительность полета 4,5-5 ч;
- возможность обнаружения на больших дальностях множества низколетящих и малозаметных целей;
- одновременное сопровождение не менее 120 целей;
- обнаружение в широком диапазоне частот излучающих РЛС, их классификацию и определение - пеленга, отображение соответствующей информации на рабочих местах операторов;
- совместную работу самолета с истребителями-перехватчиками, как состоящими на вооружении, так и разрабатываемыми;
- передачу информации одновременно на командные пункты и в АСУ ВВС, ПВО, ВМФ и Сухопутных войск;
- эксплуатацию в различных географических зонах в простых и сложных метеоусловиях, днем и ночью, при температурах наружного воздуха 50°С;- обеспечение автономности базирования в течение продолжительного времени.
Особенностью разработки самолета, позже получившего обозначение Ан-71, стало оперативное решение концептуальных вопросов: определение компоновки, состава и технического уровня оборудования, порядка и сроков создания, а также тактики применения. В результате в IV квартале 1982 г. появились проект ТТЗ и техническое предложение на самолет (в двух вариантах построения радиотехнического комплекса (РТК). 1-й вариант - РТК, работающий в дециметровом диапазоне длин волн, с размещением антенных систем в обтекателе над фюзеляжем самолета. 2-й вариант - РТК, работающий в сантиметровом диапазоне, с размещением антенных систем в носовой и хвостовой частях фюзеляжа.
При разработке техпредложения рассматривались несколько носителей РТК, в том числе: Ан-32, Ан-12, Ан-72 и специально создаваемый самолет. Оценивались аэродинамические и компоновочные особенности планера и оборудования, энергетические возможности и реальность достижения предполагаемых тактико-технических требований (ТТТ). Проводились аэродинамические исследования на моделях двух вариантов самолета. Определялось: положение антенного обтекателя (АО) с учетом интерференции с фюзеляжем, крылом и оперением, влияние его на устойчивость, управляемость, аэродинамическое качество и т.п. Подготовленные материалы к марту 1983 г. были рассмотрены заказчиком, и на основе их всестороннего анализа был принят вариант с размещением антенны над фюзеляжем, ставший основой для разработки этого комплекса, о чем в тактико-техническом задании (ТТЗ) написано предельно конкретно: «Самолет Ан-71 создается на базе легкого ВТС Ан-72». На этапе техпредложения фактически определилось лицо новой машины: проработки и исследования были настолько глубоки и объемны, что позволили перейти к рабочему проектированию, минуя стадию эскизного проекта и постройки макета.
Аэродинамическая компоновка Ан-71 выбиралась, исходя из необходимости обеспечения работы антенны РТК без зон затенения конструкцией самолета. Прорабатывались две схемы размещения АО: на специальном пилоне и на законцовке вертикального оперения (ВО). Комплексный анализ схем показал преимущества последней, хотя при этом требовалось заново разработать хвостовую часть фюзеляжа и оперение. Было спроектировано ВО, имевшее обратную стреловидность, большие хорду и толщину. По сравнению с исходным Ан-72 почти на 4 м уменьшилось его плечо, что негативно сказалось на управляемости машины. Горизонтальное оперение (ГО), перенесенное на фюзеляж, попадая в зону воздействия реактивных струй от двигателей, должно было испытывать высокие вибрационные нагрузки. Для снижения этого негативного воздействия ГО придали довольно значительный угол поперечного V и спроектировали отогнутую вверх хвостовую часть фюзеляжа, что позволило приподнять ГО на 500 мм. При этом моментные характеристики самолета по тангажу все же заметно отличались от Ан-72.
На самолете использовали более мощные по сравнению с исходными двигатели
Д-436К. Однако обеспечение заданных ВПХ (взлет с одним отказавшим
двигателем) все же потребовало дополнительно установить и «разгонник» -
РД-36А. За необычный вид самолета пришлось расплачиваться необходимостью
решения целого ряда проблем, среди которых:
недостаточная устойчивость и управляемость самолета в боковом и продольном каналах;
необходимость установки двухзвенного, четырехсекционного руля направления большой площади, что усложнило управление и заметно снизило эффективность триммера руля;
догрузка ГО от потока газов двигателей.
Когда чертеж общего вида Ан-71 принесли на утверждение О.К.Антонову, он, задумчиво взглянув на него, произнес: «Да... экзотика... Ну, что же, это нужно...».
В 1-м квартале 1983 г. после рассмотрения техпредложения и ТТЗ началось рабочее проектирование самолета. Директивный график устанавливал следующие сроки: рабочее проектирование - до III квартала 1984 г.; подготовка производства - I-III квартал 1984 г.; изготовление деталей и агрегатов - I-IV квартал 1984 г.; окончательная сборка, монтаж систем, отработка и передача самолета на летные испытания - I-II квартал 1985 г.
Постановление СМ СССР о постройке самолета ДРЛО Ан-71 было подписано 9.01.1984 г., когда работы по машине шли уже полным ходом. Приказом по КМЗ от 01.10.1982 г. ведущим конструктором по машине был назначен А.И.Науменко. Позже назначены ведущие конструкторы по направлениям: С.П.Федин - по радиоэлектронному оборудованию; Ю.И.Хоролец - по постройке самолета; С.А.Филь - по летным испытаниям, Э.А.Шоломицкий - по системам кондиционирования и охлаждения. На ЛИиДБ КМЗ сопровождение самолета в процессе летных испытаний поручили ведущим инженерам: И.И.Радауцану, А.Ю.Доленко и A.M.Загуменному. Общее руководство и решение наиболее сложных концептуальных проблем осуществлял П.В.Балабуев.
Строились одновременно три самолета: два летных и один для статиспытаний. Первый Ан-71 (срок сдачи - II-й квартал 1985 г.) переделывался из четвертого опытного Ан-72. Он имел достаточно большой налет и одну аварийную посадку, после которой не эксплуатировался. Этот самолет снабдили серийной РЛС от Ан-72 с носовым обтекателем большего размера, в результате чего он получил характерный «пеликаний клюв». Кроме того, самолет имел фюзеляж короче серийного, что потребовало установить перед крылом между 14 и 15 шпангоутами 990-мм вставку.
Второй Ан-71 (срок сдачи на статиспытания - апрель 1985 г.) получен на базе первого опытного Ан-72. В начале мая 1985 г. были проведены первые его нагружения, а затем и испытания в полном объеме. Третий Ан-71 (срок сдачи - IV-й квартал 1985 г.) строился путем переделки серийного Ан-72, поагрегатно поставленного Харьковским авиазаводом.
недостаточная устойчивость и управляемость самолета в боковом и продольном каналах;
необходимость установки двухзвенного, четырехсекционного руля направления большой площади, что усложнило управление и заметно снизило эффективность триммера руля;
догрузка ГО от потока газов двигателей.
Когда чертеж общего вида Ан-71 принесли на утверждение О.К.Антонову, он, задумчиво взглянув на него, произнес: «Да... экзотика... Ну, что же, это нужно...».
В 1-м квартале 1983 г. после рассмотрения техпредложения и ТТЗ началось рабочее проектирование самолета. Директивный график устанавливал следующие сроки: рабочее проектирование - до III квартала 1984 г.; подготовка производства - I-III квартал 1984 г.; изготовление деталей и агрегатов - I-IV квартал 1984 г.; окончательная сборка, монтаж систем, отработка и передача самолета на летные испытания - I-II квартал 1985 г.
Постановление СМ СССР о постройке самолета ДРЛО Ан-71 было подписано 9.01.1984 г., когда работы по машине шли уже полным ходом. Приказом по КМЗ от 01.10.1982 г. ведущим конструктором по машине был назначен А.И.Науменко. Позже назначены ведущие конструкторы по направлениям: С.П.Федин - по радиоэлектронному оборудованию; Ю.И.Хоролец - по постройке самолета; С.А.Филь - по летным испытаниям, Э.А.Шоломицкий - по системам кондиционирования и охлаждения. На ЛИиДБ КМЗ сопровождение самолета в процессе летных испытаний поручили ведущим инженерам: И.И.Радауцану, А.Ю.Доленко и A.M.Загуменному. Общее руководство и решение наиболее сложных концептуальных проблем осуществлял П.В.Балабуев.
Строились одновременно три самолета: два летных и один для статиспытаний. Первый Ан-71 (срок сдачи - II-й квартал 1985 г.) переделывался из четвертого опытного Ан-72. Он имел достаточно большой налет и одну аварийную посадку, после которой не эксплуатировался. Этот самолет снабдили серийной РЛС от Ан-72 с носовым обтекателем большего размера, в результате чего он получил характерный «пеликаний клюв». Кроме того, самолет имел фюзеляж короче серийного, что потребовало установить перед крылом между 14 и 15 шпангоутами 990-мм вставку.
Второй Ан-71 (срок сдачи на статиспытания - апрель 1985 г.) получен на базе первого опытного Ан-72. В начале мая 1985 г. были проведены первые его нагружения, а затем и испытания в полном объеме. Третий Ан-71 (срок сдачи - IV-й квартал 1985 г.) строился путем переделки серийного Ан-72, поагрегатно поставленного Харьковским авиазаводом.
Постройка опытных машин и их передача на испытания шли строго по графику. Не менее напряженно велись работы по разработке РТК и его составляющих. На Ан-71 последовательно размещались три образца РТК, которые настолько отличались друг от друга по характеристикам, что можно говорить о трех поколениях этих комплексов. При создании первого образца РТК внимание уделялось его радиолокационной части, основные компоненты которой располагались в третьем и первом отсеках фюзеляжа и в АО. Этот состав оборудования установили на Ан-71 (№ 01) сразу же после окончания первого этапа испытаний ЛТХ самолета. Полученные вскоре экспериментальные данные настолько изменили представление разработчиков о характере взаимодействия комплекса с подстилающей поверхностью, что стала ясна необходимость изменения его радиолокационной и вычислительной части. В кратчайшие сроки в состав и конструкцию блоков внесли необходимые изменения, и появился комплекс второго поколения, который установили на Ан-71 (№ 03). Его оборудование разместили в трех отсеках фюзеляжа. Возросшие требования заказчика по обеспечению взаимодействия самолета ДРЛО со средствами уничтожения целей, по степени автоматизации работы операторов, а также расширению круга решаемых задач привели к созданию третьего образца РТК, который установили на Ан-71 (№ 03) во время перерыва в проведении летных испытаний. Опережающая постройку и испытания самолета доводка систем велась на более чем 30 стендах. Так, в частности, отрабатывалась заправка охлаждающей жидкости в систему жидкостного охлаждения (СЖО) радиоэлектронной аппаратуры. Огромное внимание уделялось и мероприятиям по обеспечению биозащиты экипажа: остекление фонаря кабины имело защитное напыление, проходы жгутов, тяг, трубопроводов через перегородки и элементы планера самолета выполнялись с обязательным соблюдением радиогерметичности. Проведенные позднее проверки величин электромагнитных полей и возможного их перетекания показали высокую эффективность примененных средств защиты. Создание АО с размещенными в нем системами локаторов велось совместно специалистами КМЗ и НПО Вега. Проводились его испытания на прочность, исследовались возможности изготовления тонкостенных силовых конструкций больших габаритов. Особое внимание уделялось приводу, подшипнику и механизму вращения. Отрабатывалась конструкция антенны и способы ее настройки. Эксперименты проводились как на моделях, так и на натурных стендах. Испытания АО подтвердили его высокую прочность (оболочка А1 выдержала нагружение до 300% расчетной нагрузки, а А2 -до 230%). Большое внимание уделялось обеспечению электромагнитной совместимости (ЭМС) бортовых комплексов. Была создана автоматизированная система бортовых измерений (СБИ) характеристик ЭМС. Она позволила существенно сократить время исследований, повысить достоверность измерений, увеличить их объем, проводить как парные, так и групповые измерения с учетом реакции систем на предыдущее воздействие. Созданная СБИ ЭМС в 1985-90 гг. не имела отечественных и зарубежных аналогов. На КМЗ был построен стенд этой системы, для совместной работы с которым доработали стенды комплексов навигационного и связи, что позволило проводить предварительную отработку радиоблоков. На обоих летных экземплярах Ан-71 СБИ ЭМС была смонтирована в полном объеме и показала свою работоспособность. Благодаря универсальности эту систему можно применять на любых объектах, где требуется оценка ЭМС. В 1982-83 гг. в ОКБ прорабатывался и вариант корабельного самолета ДРЛО. Вначале рассматривались два варианта - на базе создаваемой сухопутной машины и вновь проектируемой. В дальнейшем работы продолжились в направлении модификации Ан-71 в палубный самолет. В IV квартале 1983 г. появилось ТТЗ, а в III квартале 1984 г. разработали техпредложение. В нем был представлен вариант палубного самолета-носителя, выполняющего ТТЗ в полном объеме. Однако для него на авианесущем корабле следовало иметь катапульту, а не взлетную полосу с трамплинным участком, либо существенно повысить тяговооруженность машины (предлагался вариант с тремя разгонными двигателями).
Заказчик, рассмотрев техпредложение, принял следующее решение : 1. Исходя из условий взлета и посадки с авианесущего корабля, массы РТК, необходимости серьезной доработки сухопутного варианта, проведения большого объема аэродинамических и стендовых исследований, считать нецелесообразным дальнейшую разработку корабельного самолета на базе сухопутного. 2. Продолжить работы по созданию корабельного варианта с выполнением опытно-конструкторских работ со всеми этапами. Позже в СССР приступили к созданию корабельного самолета ДРЛО, но эти работы проводила уже другая фирма... В середине июня 1985 г. первый Ан-71, получивший регистрационное обозначение СССР-780151, в полном объеме у комплектовали самолетными системами и частично макетом РТК. 23 июня 1985 г. в 11.30 состоялась торжественная выкатка его из сборочного цеха. 25 июня машину заправили и произвели тарировку. 3 июля был подписан акт о передаче самолета на ЛИиДБ КМЗ для проведения летных испытаний, и уже 5 июля выполнены первые скоростные пробежки. В тот же день оформили акты о готовности самолета и экипажа к первому вылету. 11 июля методсовет, состоявший из представителей КМЗ, заказчика и ЛИИ, подписал разрешение на выполнение первого вылета. 12 июля 1985 г. в 14.30 экипаж в составе А.В.Ткаченко (командир), С.А.Горбик (помощник командира), В.А.Петренко (бортинженер-испытатель) и И.И.Радауцан (инженер-экспериментатор) поднял Ан-71 в воздух с ВПП Киевского авиазавода. Успешный полет до аэродрома в Гостомеле стал итогом почти трехлетнего марафона по созданию самолета. До конца 1985 г. Ан-71 выполнил 75 полетов с общим налетом в 117 часов. Из них 50 - по программе генерального конструктора, а 25 - на исследование и доводку. Летные испытания этой машины с экспериментальным образцом РТК начались в мае 1986 г. При посещении в 1985 г. КМЗ Генеральным секретарем ЦК КПСС М.С.Горбачевым киль Ан-71 с тарелкой РЛС попал в объектив одного из фотографов РАТАУ и впоследствии, в 1987 г., был опубликован в книге «Аэрофлот», добавив работы спецслужбам Запада и противодействовавшим им советским инстанциям. 19 февраля 1986 г. состоялась выкатка Ан-71 (№ 03), получившего регистрационное обозначение СССР-780361, а 28 февраля его поднял в воздух экипаж в составе: В.Г.Лысенко (командир), А.В.Ткаченко (помощник командира), Ю.А.Дмитриев (бортинженер-испытатель) и М.Н.Березюка (инженер-экспериментатор).
Испытания обоих самолетов проводились вначале по программе генерального
конструктора, а затем по 1-му этапу летно-конструкторских испытаний
(ЛКИ). До приостановки программы Ан-71 (конец 1990 г.) выполнено 387
полетов (650 летных часов) на машине № 01 и 362 полета (380 летных
часов) на машине № 03. В ходе экспериментов менялся состав работавших
экипажей, но наибольшее количество полетов выполнил С.В.Максимов -
ведущий летчик по этому самолету.
В процессе испытаний исследовались характеристики:
- на предельных по прочности режимах полета;
- при имитации отказов в системе управления;
- устойчивости и управляемости самолета во всем эксплуатационном диапазоне скоростей, центровок, углов атаки и скольжения ( в том числе на важном для самолета ДРЛО режиме "плоского разворота");
- маршевых и разгонного двигателей, систем силовой установки;
- самолетных систем и комплексов, в т.ч. обеспечивающих работу РТК;
- влияния электромагнитных полей РТК на работу доплеровского измерителя скорости и угла сноса (ДИСС) и системы дальней навигации (СДН) (впоследствии была установлена защита ДИСС и перемещены антенны СДН);
- ЭМС средств радиосвязи, внутриобъектовой и внешней ЭМС;
- системы охлаждения и температурный режим в отсеках фюзеляжа;
- радиогерметичности конструкции самолета и системы биозащиты экипажа и обслуживающего персонала при работающей РЛС;
- комплекса средств связи при совместной работе с наземными и воздушными абонентами, в том числе в помехозащищенном режиме:
- радиолокационного канала (дальность, потребные мощности вычислительного комплекса, антенно-фидерных устройств, влияния конструкции самолета и подстилающей поверхности и т.п.);
- вибронагруженности аппаратуры РТК и самолетного оборудования.
Пилотажно-навигационный комплекс подтвердил свои возможности по автоматическому самолетовождению на всех режимах полета: взлет, выход в зону, патрулирование по заданному маршруту с выполнением плоского разворота, возврат и посадка.
В ходе исследований были выявлены и устранены:
недостаточная эффективность триммера руля направления (впоследствии задняя кромка триммера утолщена до 30 мм);
неудовлетворительные характеристики продольной устойчивости самолета (были ╚обрезаны╩ законцовки рулей высоты);
неустойчивость работы электросистемы управления (найдены наводки);
На первом Ан-71 в хвостовой части фюзеляжа под обтекателем установили противоштопорную парашютную систему (ПШПС). Ее планировалось использовать при необходимости в летных испытаниях на больших углах атаки (БУА), которые были проведены в полном объеме в апреле 1988 г. Подтверждены удовлетворительные характеристики устойчивости и управляемости Ан-71 на этих режимах. При выходе на максимальные углы атаки сваливания самолета в штопор не происходило.
В ходе испытаний имели место и курьезные случаи. Аэродромная братия, хорошо зная, что мощности высокочастотного излучения обзорной РЛС Ан-71 вполне достаточно, чтобы испортить здоровье любому незащищенному живому существу в нескольких сотнях метров от самолета, обычно с опаской поглядывала на машину с вращающейся на стоянке антенной, хотя включение РЛС на земле и было запрещено. Однажды во время такой прокрутки дверь самолета открылась и на бетонку спустились Сергей Филь и Николай Бережной, облаченные в защитные костюмы. Мгновенно осознав опасность, работавший на соседних самолетах техперсонал кинулся кто куда. В считанные секунды стоянка опустела, но когда люди поняли, что их попросту разыграли, «многоэтажный восторг» был неописуем.
При подготовке к испытаниям на БУА на самолете установили специальную
систему, облегчающую покидание машины в экстренной ситуации. Вдоль
прохода, идущего от пилотских кресел (испытания проводились уменьшенным
составом экипажа) к входной двери, разместили щиты с рельсами, по
каждому из которых с помощью электропривода перемещалась каретка с
рукояткой, оснащенной выключателем. В критический момент летчик
отстегивал привязные ремни, наклонялся в проход между креслами и обеими
руками хватался за рукоятку, нажимая выключатель. Его волокло к входной
двери, открывающейся с помощью гидропривода. Оставалось только
вывалиться в дверной проем и дернуть кольцо парашюта. Испытания в общем
прошли успешно. К счастью, до практического применения системы не дошло. Испытательные
полеты проводились не только с киевских аэродромов, но и в других
регионах, включая Среднюю Азию, Кавказ, Поволжье и Крым, над различными
подстилающими поверхностями и во все времена года. Практически в полном
объеме была завершена программа, 1-го этапа ЛКИ.
По оценке институтов МО и МАП применение Ан-71 позволяет повысить боевую эффективность истребительной авиации в 2,5-3 раза. Самолет может иметь и не боевое применение: для ретрансляции информации о воздушной обстановке, управления воздушным движением в неосвоенных районах (не случайно на его фюзеляж нанесли аббревиатуру ЕС УВД), опознавания надводных и воздушных объектов, проведения поисковых операций и т.п. Ан-71, его системы и комплексы не требуют применения специальных средств обслуживания и позволяют осуществлять длительную (до 30 суток) эксплуатацию машины в отрыве от основной базы.
По оценке институтов МО и МАП применение Ан-71 позволяет повысить боевую эффективность истребительной авиации в 2,5-3 раза. Самолет может иметь и не боевое применение: для ретрансляции информации о воздушной обстановке, управления воздушным движением в неосвоенных районах (не случайно на его фюзеляж нанесли аббревиатуру ЕС УВД), опознавания надводных и воздушных объектов, проведения поисковых операций и т.п. Ан-71, его системы и комплексы не требуют применения специальных средств обслуживания и позволяют осуществлять длительную (до 30 суток) эксплуатацию машины в отрыве от основной базы.
Ввиду отсутствия финансирования работы по его созданию и доводке были заморожены в конце 1990 года.
Особенности конструкции и систем Ан-71
1. Планер самолета:
фюзеляж - исходный от Ан-72 до шпангоута №23, далее новая хвостовая часть;
крыло - без изменений;
шасси - стойки без изменений, колеса новые, но габариты сохранены;
горизонтальное оперение - палубное, полученное путем доработки базового;
вертикальное оперение - новое, обратной стреловидности с двухзвенным, двухсекционным рулем направления;
антенный обтекатель конструктивно состоял из металлической кессонной части и стеклопластиковых оболочек А1, А2, A3.
За пилотской кабиной фюзеляж делился на три отсека. В первом располагались рабочие места операторов РТК со стойками отображения информации (по правому борту), аппаратура РТК, частично самолетное оборудование (по левому борту и на антресолях). Во втором размещалась аппаратура вычислительной системы РТК, самолетное оборудование (по левому и правому бортам и на антресолях). В третьем - аппаратура РЛС, разгонный двигатель, оборудование СЖО и элементы системы управления. 1-й и 2-й отсеки разделялись металлической перегородкой с дверью, а 2-й и 3-й - сетчатой перегородкой с дверью. С целью устранения влияния вибраций фюзеляжа оборудование радиолокационного комплекса, установленное в третьем отсеке, располагалось на единой амортизированной платформе, конструкция которой одновременно служила воздуховодом системы охлаждения. Часть оборудования установлена в подпольном пространстве фюзеляжа, обтекателях шасси и зализах крыла.
2. Силовая установка:
маршевые двигатели - Д-436К, модифицированные Д-36;
разгонный двигатель - РД-36А;
ВСУ и прочие системы силовой установки - аналогично серийному Ан-72.
3. Системы и оборудование доработаны следующим образом.
3.1. Энергосистема:
для обеспечения потребностей РТК вместо двух привод-генераторов ГП-21 установлены четыре ГП-23. Соответственно изменены конструкции энергоузла и распределительных устройств. Энерговооруженность самолета возросла в 4 раза и составила 240 кВа.
3.2. Воздушная система дополнительно включает в себя:
систему наддува блока радиоэлектронной аппаратуры;
систему наддува устройств РТК;
систему воздушного охлаждения наддувом;
систему воздушного охлаждения отсосом;
систему жидкостного охлаждения. Оборудование систем охлаждения, размещенное в обтекателях шасси, зализе крыла, внутри фюзеляжа, работает в ручном и автоматическом режиме на земле и в воздухе .
3.3. Система управления рулем направления (РН) новая, организована следующим образом. Проводка управления - механическая. Верхние секции РН кинематически связаны между собой. В канал управления обеими секциями первого звена по необратимой схеме включены гидроусилители, работающие от двух гидросистем. На взлете и посадке угол отклонения нижней секции первого звена ограничивается, а управление верхней секцией отключается. Обе секции первого звена связаны с нижней секцией второго звена через механизмы рассогласования и изменения передаточного отношения. К проводке управления обеими секциями первого звена подсоединяются через дифференциальную качалку электромеханические рулевые машины автономного демпфера рыскания АДР-87, улучшающего характеристики путевой устойчивости и управляемости самолета.
3.4. Организована система привода блока АО.
3.5. Пилотажно-навигационное оборудование самолета - модифицированный под задачи ДРЛО комплекс от Ан-72. Дополнительно установленная инерциальная система И-21 взаимодействует с цифровой ЭВМ из состава навигационной вычислительной системы (НВС) и с аппаратурой дальней навигации. Обмен информации между этими системами происходит в цифровом представлении с помощью последовательного кода. НВС, сопряженная с аппаратурой ближней навигации и посадки, радиолокационным комплексом, системой автоматического управления и РТК, предназначена для сбора, обработки, хранения информации и формирования управляющих сигналов, необходимых для решения задач автоматизированного самолетовождения.
1. Планер самолета:
фюзеляж - исходный от Ан-72 до шпангоута №23, далее новая хвостовая часть;
крыло - без изменений;
шасси - стойки без изменений, колеса новые, но габариты сохранены;
горизонтальное оперение - палубное, полученное путем доработки базового;
вертикальное оперение - новое, обратной стреловидности с двухзвенным, двухсекционным рулем направления;
антенный обтекатель конструктивно состоял из металлической кессонной части и стеклопластиковых оболочек А1, А2, A3.
За пилотской кабиной фюзеляж делился на три отсека. В первом располагались рабочие места операторов РТК со стойками отображения информации (по правому борту), аппаратура РТК, частично самолетное оборудование (по левому борту и на антресолях). Во втором размещалась аппаратура вычислительной системы РТК, самолетное оборудование (по левому и правому бортам и на антресолях). В третьем - аппаратура РЛС, разгонный двигатель, оборудование СЖО и элементы системы управления. 1-й и 2-й отсеки разделялись металлической перегородкой с дверью, а 2-й и 3-й - сетчатой перегородкой с дверью. С целью устранения влияния вибраций фюзеляжа оборудование радиолокационного комплекса, установленное в третьем отсеке, располагалось на единой амортизированной платформе, конструкция которой одновременно служила воздуховодом системы охлаждения. Часть оборудования установлена в подпольном пространстве фюзеляжа, обтекателях шасси и зализах крыла.
2. Силовая установка:
маршевые двигатели - Д-436К, модифицированные Д-36;
разгонный двигатель - РД-36А;
ВСУ и прочие системы силовой установки - аналогично серийному Ан-72.
3. Системы и оборудование доработаны следующим образом.
3.1. Энергосистема:
для обеспечения потребностей РТК вместо двух привод-генераторов ГП-21 установлены четыре ГП-23. Соответственно изменены конструкции энергоузла и распределительных устройств. Энерговооруженность самолета возросла в 4 раза и составила 240 кВа.
3.2. Воздушная система дополнительно включает в себя:
систему наддува блока радиоэлектронной аппаратуры;
систему наддува устройств РТК;
систему воздушного охлаждения наддувом;
систему воздушного охлаждения отсосом;
систему жидкостного охлаждения. Оборудование систем охлаждения, размещенное в обтекателях шасси, зализе крыла, внутри фюзеляжа, работает в ручном и автоматическом режиме на земле и в воздухе .
3.3. Система управления рулем направления (РН) новая, организована следующим образом. Проводка управления - механическая. Верхние секции РН кинематически связаны между собой. В канал управления обеими секциями первого звена по необратимой схеме включены гидроусилители, работающие от двух гидросистем. На взлете и посадке угол отклонения нижней секции первого звена ограничивается, а управление верхней секцией отключается. Обе секции первого звена связаны с нижней секцией второго звена через механизмы рассогласования и изменения передаточного отношения. К проводке управления обеими секциями первого звена подсоединяются через дифференциальную качалку электромеханические рулевые машины автономного демпфера рыскания АДР-87, улучшающего характеристики путевой устойчивости и управляемости самолета.
3.4. Организована система привода блока АО.
3.5. Пилотажно-навигационное оборудование самолета - модифицированный под задачи ДРЛО комплекс от Ан-72. Дополнительно установленная инерциальная система И-21 взаимодействует с цифровой ЭВМ из состава навигационной вычислительной системы (НВС) и с аппаратурой дальней навигации. Обмен информации между этими системами происходит в цифровом представлении с помощью последовательного кода. НВС, сопряженная с аппаратурой ближней навигации и посадки, радиолокационным комплексом, системой автоматического управления и РТК, предназначена для сбора, обработки, хранения информации и формирования управляющих сигналов, необходимых для решения задач автоматизированного самолетовождения.
ТТХ : размах крыла - 31,89 м, длина - 23,5 м, высота - 9,2 м, площадь крыла - 98,6 кв.м., вес пустого - 19760 кг, взлётный вес - 32100 кг, силовая установка - два ДТРД Д-463К тягой по 7500 кгс и один ТРД РД-38А тягой 2900 кгс, максимальная скорость - 650 км/ч, крейсерская скорость - 530 км/ч, потолок - 10800 м, продолжительность патрулирования - 5 часов, экипаж - 6 человек.
Комментариев нет:
Отправить комментарий