Дальний всепогодный перехватчик Лавочкин Ла-250

Для 1954 г., когда начался серийный выпуск Як-25, он имел достаточно высокие летные данные, но его скорость оставалась дозвуковой, а уже было известно о разработке в США и Великобритании сверхзвуковых бомбардировщиков и крылатых ракет. Для противодействия им в СССР были приняты соответствующие меры.

первый полет 16.07.56 г.

«250» (Ла-250 2АЛ-7) техническое предложение и аванпроект, дальний сверхзвуковой перехватчик с управляемым ракетным вооружением авиационно-ракетной системы перехвата К-15.

 

Предэскизная проработка авиационно-ракетной системы перехвата с пилотируемым сверхзвуковым носителем большой дальности как воздушной составляющей общей системы ПВО Москвы «Беркут» была выполнена ОКБ-301 в начале 1953 г. по инициативе Главного конструктора ОКБ-301 Семена Алексеевича Лавочкина. При этом был учтен опыт проработки подобной системы с ракетами Г-300 и дозвуковыми носителями Г-310 на базе Ту-4, Ту-14, Ту-16 конструкции А.Н. Туполева Ил-46 С.В. Ильюшина, М-4 В.М. Мясищева и «150» Б. Бааде и С.М. Алексеева, который свидетельствовал о необходимости создания самолета с полетным числом М не менее 1,5 и высотностью не ниже 16000 м.

 

В июне 1953 г. техническое предложение такой АРСП было направлено в МАП.

 

 

В ноябре 1953 г. вышло ПСМ о создании авиационно-ракетной системы перехвата К-15 в составе:

• самолета-носителя «250» (разработчик ОКБ-301, головная организация, ответственная за систему в целом);
• бортовой РЛС обнаружения и наведения РЛС К-15У (разработчик – КБ-15 МРП);
• радиолокационной системы опознавания целей «свой – чужой»;
• бортовой приемной аппаратуры наведения перехватчика на цель;
• наземной системы обнаружения целей и наведения перехватчика;
• управляемых ракет «275» (К-15, разработчик ОКБ-301 с системой наведения по лучу РЛС).

 

Ведущим конструктором по созданию самолета «250» был назначен Наум Семенович Черняков, общее руководство проектированием системы К-15 осуществлял Главный конструктор С.А. Лавочкин.

 

Разработка системы К-15 шла в ведении 3-го ГУ СМ СССР под личным контролем начальника этого управления Лаврентия Павловича Берии как части воздушного базирования системы ПВО Москвы «Беркут», но в дальнейшем была выведена из ее состава. Это было сделано по следующим причинам:

• многокомпонентная система получалась слишком сложной и громоздкой в управлении, применении и эксплуатации, включая обслуживание, ремонт и снабжение;
• наземная часть системы «Беркут» с ЗРС С-25 разрабатывалась быстрее, а отставание по части воздушного базирования задерживало ее полную боевую готовность;
• разделение систем повышало гибкость применения и боевую устойчивость от воздействий противника.

Самолет проектировался как сверхзвуковой дальний перехватчик с использованием опыта работ по проектам «190» и «200», но был совершенно самостоятельной разработкой.

 

Общие особенности самолета:

• аэродинамическая схема классическая с расположением оперения за центром масс;
• из условия обеспечения размещения аппаратуры комплекса К-15 весом 750 кг, четырех ракет К-15 весом по 600 кг, экипажа в составе летчика и оператора РЛС, а также достаточного запаса топлива взлетный вес самолета получался 21 т – в то время это был самый большой и тяжелый ЛА в практике ОКБ-301;
• в конструкции широко применены твердые алюминиевые сплавы серий В65Т и В-95Т с высокими показателями удельной прочности и жесткости, а также нержавеющие стали, но основными материалами остались легированные стали (прежде всего, 30ХНСА), дюраль Д16Т, алюминиевые ковочные сплавы АК, литейные АЛ и АМ, свариваемые АМЦМ и АМГ, магниевые литейные МЛ.

 

 

Силовая установка:

• 2 ТРДФ типа ТРД-И (АЛ-7) конструкции ОКБ-165 А.М. Люльки расчетной взлетной тягой по 7700 кгс на форсаже и 4000 кгс без форсажа установлены в отдельных гондолах под крылом;
• система запуска каждого двигателя встроенная в нем самом;
• воздухозаборники в лобовых частях гондол нерегулируемые;
• на гондолах установлена система перепуска воздуха из-за 1-й сверхзвуковой ступени компрессора;
• сопла эжекторные регулируемые;
• топливная система включала внутренние баки – герметичные отсеки планера по типу самолетов «190» и «200» большого объема и вкладные баки.

Крыло:

• крыло большой стреловидности по типу самолета «190», но с увеличенными размерами сообразно весу самолета;
• механизация крыла состояла из внешних и внутренних закрылков;
• на концах крыла установлены элероны;
• под крылом установлены балочные держатели пусковых устройств для двух ракет, для чего в нем сделаны соответствующие усиления.

Фюзеляж:

• имеет большое удлинение, форма носовой и хвостовой оконечностей оживальная, но носок и хвостовая оконечность скруглены сферами малого радиуса;
• состоит из ряда стыкуемых последовательно отсеков;
• значительная часть фюзеляжа занята баками;
• кабина экипажа с размещением летчика и штурмана оператора друг за другом герметичная кондиционируемая с каплевидным прозрачным фонарем остекления;
• остекление кабины экипажа состоит из фонаря и подфонарной рамы с механизмами фиксации, сброса и шлангом герметизации с клапанами сброса давления;
• фонарь кабины экипажа каплевидный с круговым обзором, образующие его криволинейные;
• фонарь кабины экипажа состоит из неподвижного лобового козырька и сдвижной назад части, общей для мест летчика и штурмана-оператора;
• козырек фонаря состоит из рамы, плоского лобового и двух пространственно-гнутых стекол;
• сдвижная часть фонаря состоит из рамы, металлической задней части и двух пространственно-гнутых стекол;
• экипаж размещен на катапультируемых креслах разработки ОКБ-301;
• в нижней части СЧФ друг за другом расположены два пусковых устройства для двух ракет так, что их корпусы частично «утапливались» в контур фюзеляжа.

Оперение:

• большой стреловидности крестобразное по типу самолета «190»;
• ГО ромбовидной в плане формы состоит из стабилизатора и руля высоты;
• ВО состоит из киля и 2-секционного РН.

Система управления самолетом:

• состоит из трех независимых каналов – тангажа, курса и крена;
• во все каналы управления включены необратимые гидравлические усилители (бустеры), механизмы триммерного эффекта и загрузочные механизмы;
• рычаги управления предположительно установлены только в кабине летчика;
• проводка управления до золотников бустеров смешанная, от их штоков и до РП – жесткая;
• в аварийной ситуации бустеры отключаются и летчик переходит на резервное ручное управление;
• на самолете установлен электрический трехканальный автопилот.

 

 

Система управления механизацией крыла:

• гидравлическая, состоит из каналов управления внутренними и внешними закрылками.

Гидравлическая система:

• состоит из бака с гидравлической жидкостью (АМГ-10), линий нагнетания и слива, гидроаккумуляторов, а также клапанов управления и контрольных приборов.

Воздушная система:

• состоит из баллонов, сети питания потребителей, а также клапанов управления и контрольных приборов.

Электрическая система:

• состоит из генераторов на двигателях, аккумуляторов, преобразователей, стабилизаторов напряжения, сетей потребителей, разъема подключения внешнего питания и контрольных приборов;
• все ручные переключатели электросистем – с защитой от перегрузки (АЗС).

Взлетно-посадочные устройства:

• шасси трехопорное с неуправляемой носовой опорой с самоориентирующимся колесом;
• колеса ООШ тормозные;
• для сокращения пробега после посадки используется тормозной парашют в контейнере в нижней части ХЧФ с выбросом вниз (вероятно, в установке по типу самолета «190», но с увеличенными размерами).

Вооружение и боевые системы:

• вооружение и  боевые системы объединены в СУО;
• самолет несет только 4 ракеты К-15 (изделие «275») – это был первый и единственный самолет ОКБ-301 с чисто ракетным вооружением;

• предварительное обнаружение цели, вывод самолета в точку начала атаки и возврат на курс на ДПРС аэродрома базирования осуществляется наземной системой и приемником на борту самолета с отображением навигационно-пилотажных данных летчику и штурману-оператору;
• обнаружение и захват цели для пуска осуществляется БРЛС в автоматическом или ручном режиме;
• опознавание цели осуществятся системой «свой-чужой», сблокированной с СУО;
• включение питания ракет и настройка их систем наведения осуществляется системой подготовки пуска, входящей в СУВ;
• запуск двигателей ракет выполнялся непосредственно перед отцепкой, для чего подфюзеляжные пусковые устройства отодвигались от фюзеляжа параллелограммными механизмами.

Расчет показывал, что самолет может иметь достаточные тактико-технические данные, см. табл., но при подготовке проекта Постановления СМ о создании самолета в него были вписаны двигатели тягой по 10000 кгс без указания их типа. Требования к самолету – см. табл.

 

КБ-165 А.М. Люльки работало над повышением тяги двигателей, и хотя это вело к росту их габаритов, при их размещении в гондолах это не вело к большой переделке проекта.

 

В 1953 г., когда проектирование начиналось, двигатели АЛ-7 в первом варианте были переданы на стендовые испытания, тем не менее, в соответствии с проектом Постановления было принято решение заменить их на ТРДФ ВК-9Ф взлетной тягой 10000-12000 кгс на форсаже и 8500 кгс без форсажа разработки КБ-45 В.Я. Климова. Возможной причиной такого решения был срыв испытаний многих самолетов с двигателями АЛ-5 (ТР-3) КБ-165 А.М. Люльки, в т.ч. и сверхзвукового перехватчика «190» конструкции С.А. Лавочкина.

 

 

«250» (Ла-250 2ВК-9Ф) эскизный проект в 1-й редакции, дальний сверхзвуковой перехватчик с управляемым ракетным вооружением авиационно-ракетной системы перехвата К-15. В соответствии с проектом Постановления о создании самолета «250» в его компоновку, конструкцию и комплектацию были внесены следующие изменения:

• установлены двигатели ВК-9Ф вместо АЛ-7;
• вместо подкрыльевых гондол для двигателей сделаны новые увеличенных размеров и «прижатые» к бортам фюзеляжа;
• в связи с изменением конструкции силовой установки изменилось и крыло;
• первоначально все четыре пусковых устройства для ракет «275» разместили под крылом, что разгрузило его в полете с максимальным весом, упростило и ускорило подвеску ракет при подготовке самолета к вылету, снизило вероятность попадания горячих газов из их двигателей в ВЗ двигателей самолета в их новой компоновке, но далее два ПУ снова перенесли под фюзеляж как в аванпроекте;
• в связи с вышеуказанными изменениями конструкция СЧФ также стала новой, она упростилась с отказом от установки пусковых устройств ракет и ниш для них, но с учетом новой компоновки СУ стала гораздо сложнее.

Расчет показал невыполнение требований по скорости и падение дальности и продолжительности полета, что потребовало переделки проекта.

 

«250» (Ла-250 2ВК-9Ф) эскизный проект во 2-й редакции, дальний сверхзвуковой перехватчик с управляемым ракетным вооружением авиационно-ракетной системы перехвата К-15.

 

Для приведения проекта в соответствие с требованиями Заказчика в первой половине 1954 г. он претерпел дальнейшие изменения:

• сделана новая компоновка силовой установки и фюзеляжа с размещением двигателей в ХЧФ и длинными нерегулируемыми воздухозаборниками с входными каналами, образованными двумя эллипсами (внутренний был удален от бортов на расчетную толщину стекающего с НЧФ пограничного слоя воздуха) и с направляющим полуконусами, что уменьшило мидель фюзеляжа и нагрузки на него (в т.ч. на ХЧФ от реактивной струи);

• для снятия двигателя ХЧФ (см. ниже) отстыковывается, рассоединяются все коммуникации, связывающие его с системами СУ и самолета, устанавливаются направляющие (из комплекта СНО), двигатель крепятся к ним, отстыковывается от точек крепления на самолете и выкатывается назад, два двигателя снимаются последовательно, установка – в обратном порядке (такая процедура была и на других советских самолетах того времени);
• фюзеляж полностью новый, имеет большое удлинение, форма носовой оконечности оживальная заостренная, хвостовой – оживальная «срезанная» по соплам двигателей, между соплами установлен короткий стекатель, являющийся продолжением задней кромки киля и разделяющий сопла для уменьшения их взаимного влияния при аварийном падении оборотов или отказе одного двигателя;
• фюзеляж технологически делится на три отсека – обтекатель РЛС, среднюю часть (примерно до начала форсажных камер двигателей) и хвостовую часть;
• под СЧФ по бокам ниш ООШ установлены два АПУ для ракет «275», которые перед пуском отодвигаются вниз параллелограммным механизмом для уменьшения влияния факелов их двигателей на воздухозаборники силовой установки и двигатели;
• в топливную систему введены сбрасываемые ПТБ, размещенные под крылом вместо крыльевых АПУ ракет;
• сделано новое стреловидное крыло с меньшим относительным удлинением;
• для размещения ПТБ  число ракет уменьшили до двух на подфюзеляжных ПУ;
• вместо катапультируемых кресел собственной разработки применили новые типа К-2 разработки КБ-918 (Главный конструктор С.М. Алексеев, обеспечивают покидание самолета от высоты 25…100 м в зависимости от скорости и до практического потолка при приборной скорости до 1200 км/ч).

Взлетный вес самолета вырос с 21000 кг до 27500 кг в нормальном и 31800 кг в перегрузочном варианте, но приведенные в источниках сведения о весе пустого самолета, топлива, ракет и взлетном весе противоречат друг другу.

 

Эскизный проект в таком виде был готов в начале июля 1954 г., но к тому времени разработка двигателя ВК-9Ф была прекращена, столкнулась с большими техническими трудностями доводка РЛС К-15 и УР «275», зато появились улучшенные системы государственного опознавания «Хром-Никель» и директорного наведения «Воздух-1» с приемной аппаратурой «Лазурь» (последняя – пока только в проекте).

 

13 августа 1954 г. начальник Главного штаба – первый зам главкома ВВС С.И. Руденко и Министр авиапромышленности СССР М.В. Хруничев в докладе СМ СССР указали на затягивание разработки системы перехвата К-15 и предложили заменить РЛС К-15 и ракеты «275» серийными «Изумруд» и К-5М (РС-2У). Но это предложение было отклонено и в сентябре 1954 г. Заказчик в лице командования ВВС согласовал проект с указанными доработками в обновленной комплектации:

• РЛС К-15М вместо К-15У;
• две ракеты «275А» вместо «275»;
• система директорного наведения «Воздух-1»;
• система государственного опознавания «Хром-Никель».

 

Однако в 1954 г. дальнейшая разработка двигателя ВК-9Ф была прекращена и было принято решение о замене их на АЛ-7Ф с повышенной до 10000 кгс взлетной тягой на форсаже, разработка которого завершалась.

 

 

Кроме того, появились рекомендации ЦАГИ о применении треугольного крыла.

 

Проект был снова пересмотрен.

 

«250А» (Ла-250А 2АЛ-7Ф) в 3-й редакции и натурный макет, дальний сверхзвуковой перехватчик с управляемым ракетным вооружением.

 

В 1954 г. состоялся пересмотр результатов работ по проекту «250», и было принято решение о выпуске следующего варианта эскизного проекта. Были поставлены задачи:

• пересмотреть тип примененных двигателей и ТРДФ ВК-9Ф, разработка которых прекращается, заменить на пригодные к серийному производству;
• рассмотреть возможность замены РЛС К-15У на серийную (например, РП-6 «Сокол»);
• внести улучшения в аэродинамику самолета согласно рекомендаций ЦАГИ;
• улучшить всепогодность применения и безопасность полета и экипажа.

Вероятно, уже в то время вышло правительственное решение о строительстве опытных образцов самолета по этому варианту проекта до его окончательного утверждения Заказчиком.

Согласно указанным выше решениям и рекомендациям ЦАГИ в проект по сравнению с самолетом «250» 2ВК-9Ф были внесены изменения:

• вместо двигателей ВК-9Ф установлены АЛ-7Ф разработки ОКБ-165 (Главный конструктор А.М. Люлька), что потребовало дальнейших значительных изменений систем силовой установки;
• сделано полностью новое треугольное крыло с малыми величинами относительной толщины профиля и удлинения;
• силовой набор крыла стал трехлонжеронным;
• по передним кромкам крыла примерно на 50% размаха консолей установлены выступающие за эти кромки вперед обтекаемые противофлаттерные грузы;
• сделаны новые односекционные закрылки, подъемники которых (по одному на закрылок) размещены в обтекателях над хвостовой частью крыла;
• под каждой ОЧК самолета установлена одна АПУ для ракет «275А», состоящая из главного направляющего пилона, который поддерживает хвостовую часть корпуса ракеты и служит для соединения ее с СУО самолета на подвеске, а также двух передних направляющих, в которые входят бугели на законцовках верхних крыльев ракеты (видимо, такая система подвески является уникальной и более ни на одном самолете не применялась);
• фюзеляжные АПУ упразднены, конструкция его в средней части упрощена;
• сделано новое оперение, см. ниже;
• ГО установлено на надстройках на фюзеляже вблизи СГФ и сделано цельноповоротным и треугольной в плане формы;
• по передним кромкам ГО примерно на 25% размаха консолей установлены выступающие за эти кромки вперед обтекаемые противофлаттерные грузы;
• киль сделан двухлонжеронным с внутренним подкосом;
• РН сделан односекционным;
• сделана воздушно-тепловая ПОС воздухозаборников (с отбором воздуха от компрессоров двигателей и выбросом через щели в полуконуса;
• сделана электротермическая ПОС оперения;
• сделана спиртовая ПОС лобового стекла (примечание: возможно, все эти компоненты ПОС были и ранее);
• были введены крыльевые ПУ для ракет «275А», общее число ракет стало 4 в соответствии с требованиями Заказчика.

Защита эскизного проекта и натурного макета состоялась в начале 1956 г. Проект был одобрен с отдельными замечаниями Заказчика.

 

Вес самолета и ракет «275» увеличился, но расчетные ТТХ укладывались в требования.  Тем не менее, принятое ранее правительственное решение о строительстве опытных образцов самолета было оставлено в силе.

 

 

Ла-250А («250А») статический экземпляр для частотных и прочностных испытаний, дальний сверхзвуковой перехватчик с управляемым ракетным вооружением.

 

Самолет построен заводом № 301 в частичной комплектации – без ряда систем, не подвергаемых испытаниям по этим программам (двигатели и др. агрегаты СУ, СКВ, ПОС, ПНО, вооружение и др. заменены ВГМ, управление и шасси установлено не полностью, не установлены часть несиловых люков и остекление кабины, которые испытывались отдельно).

 

По результатам этих испытаний были получены положительные заключения, но на испытаниях частотных выявить все опасные режимы не удалось.

 

Ла-250А («250А», без б/№), 1-й опытный, дальний сверхзвуковой перехватчик с управляемым ракетным вооружением.

 

Самолет построен заводом № 301 в частичной комплектации – без СУО и АПУ. Часть отсутствующих блоков оборудования была заменена КЗА, остальные – грузами соответствующего веса. На обоих ОЧК были установлены экспериментальные ПВД на удлиненных штанги, а в нижней части фюзеляжа – система передачи телеметрической информации от КЗА по радиоканалу.

 

16.06.56 г. окончательная сборка и цеховая регулировка самолета были закончены, и он был передан на наземную отработку на ЛИДБ.

 

Ведущим инженером по испытаниям был назначен М.Л. Барановский, ведущим летчиком – Андрей Григорьевич Кочетков (летчик-испытатель ОКБ-301 с 1953 по 1959 гг., но накануне испытаний был прикомандирован к ОКБ-51 П.О. Сухого для выполнения первого полета и начального этапа испытаний сверхзвукового истребителя С-1 – первого опытного образца самолета Су-7).

 

 

16.07.56 г. состоялся первый полет самолета. Его пилотировал А.Г. Кочетков, на месте штурмана находился Н.П. Захаров.

 

На 2-й секунде после отрыва самолет накренился вправо на 4…5 град., далее колебания самолета по крену вправо продолжились. В это время летчик выполнял уборку шасси. Самолет начал терять высоту, ударился о ВПП правой ООШ и, совершив подлет на дальность 800 м, вновь коснулся земли в конце ВПП, когда по данным М. Арлазорова стойки шасси были уже частично убраны. Летчик применил торможение колес и выпустил тормозной парашют, то самолет вылетел за пределы бетонной ВПП, через 1100 м пробил ограждение ВПП и продолжил движение по грунту. От нерасчетных нагрузок разрушились стойки шасси, самолет в движении упал на фюзеляж, разрушились агрегаты топливной системы и возник пожар. Когда самолет остановился, сидевший на месте штурмана Н.П. Захаров покинул машину и просигнализировал о пожаре летчику, который включил огнетушители, остановив дальнейшее распространение пожара.

 

Летчик Кочетков не пострадал, у Захарова были легкие ушибы, но самолет получил тяжелые повреждения.

 

По данным Н. Якубовича причиной аварии стало запаздывание отклонения элеронов бустерами.

 

По другим данным причиной запаздывания были неудачно подобранные передаточные отношения в проводке системы управления (отношения ходов РУС, плеч качалок и штоков бустеров).

 

Однако это не объясняет, почему крен не развивался и влево, а самолет только от нормального положения вправо, возвращался в нормальный полет, а затем снова кренился вправо.

 

Возможной причиной может быть нештатная работа гидросистемы, при которой на правый и левый бустеры подавалось разное исходное рабочее давление.

Для определения причины аварии при помощи ведущего советского специалиста по вычислительной технике директора ИТМиВТ академика Сергея Алексеевича Лебедева и специалистов ЛИИ ГКАТ в ОКБ-301 был создан первый в СССР стенд полунатурного моделирования работы системы управления ЛА на базе ЭВМ и рабочей копии системы управления самолета с подключенной гидравликой. Он позволял определять фактические величины времени и углов отклонения рычагов и поверхностей управления и, исходя из этого, расчетные параметры траектории и колебаний самолета, фиксируя все эти данные осциллографами.

 

Исследования на стенде вели летчики-испытатели ЛИИ М.Л. Галлай и Г.М. Шиянов, которые подтвердили невозможность управления самолетом с такими колебательными характеристиками.

 

Результаты исследований на этом стенде были использованы для доработки системы управления, в т.ч. по передаточным отношениям и углам отклонения элеронов.

 

В дальнейшем этот стенд использовался для отработки управления последующих самолетов Ла-250, и такая практика стала обязательной и для других ОКБ.

 

 

Ла-250А («250А», «Дублер», борт № 02) 2-й опытный, дальний сверхзвуковой перехватчик с управляемым ракетным вооружением. В КД самолета по сравнению с 1-м опытным образцом были внесены изменения по данным продолжавшихся продувок и по результатам расследования аварии 1-го самолета:

• воздухозаборники удлинены (их передняя кромка на самолете № 1 была на уровне заднего приборного отсека, а теперь доведена до закабинного шпангоута (на месте перегородки бывшей между кабинами летчика и штурмана-оператора;
• входные полуконусы воздухозаборников увеличены и изменен угол при их вершине;
• на фюзеляже был установлен гаргрот полукруглого сечения от кабины до основания киля;
• сделан новый заостренный носовой обтекатель (на этом самолете радиопрозрачный пластиковый заменен металлическим);
• внесены изменения в систему управления самолетом по результатам исследований на стенде полунатурного моделирования, см. выше;
• сделана новая одноместная кабина, в связи с чем внесены другие изменения, см. ниже;
• сделан новый фонарь кабины, см. ниже;
• измена конструкция фюзеляжа в зоне кабины;
• изменена конструкция системы управления и устройств герметизации в зоне кабины;
• установлен третий испытательный ПВД на штанге на НЧФ.

Особенности новой конструкции фонаря кабины:

• сделан новый козырек с наклонной основной (стык с подвижной частью) рамой;
• сделана новая укороченная сдвижная часть;
• в связи с введением гаргрота за кабиной задняя часть сдвижной части фонаря также изменена – в ней сделан проем по размеру гаргрота;
• в связи с вышеуказанными изменениями переделана подфонарная рама кабины, шланг герметизации, механизмы открытия и сброса фонаря.

 

Самолет построен заводом № 301 в такой же комплектации, как и первая машина, но с возможностью подвески макетных ракет и установки в дальнейшем рабочей СУО и боевых ракет.

 

18 июня 1957 г. сборка и цеховая отработка самолета была закончена, и он был передан на ЛИДБ для проведения летных испытаний по заводской программе. Испытательная бригада осталась без изменений, но испытания проводились без штурмана-оператора (самолет был одноместный).

 

Перед полетами была проведена тренировка летчика на стенде полунатурного моделирования, см. выше.

 

К 23 ноября 1957 г. летчик А.Г. Кочетков выполнил 5 полетов, не выявив в поведении самолета опасных особенностей.

 

26.11.57 г. (по данным Н. Якубовича, по др. данным – 28.10.57 г.) самолет потерпел аварию из-за ухудшения горизонтальной видимости в районе аэродрома Раменское (внезапно надвинулась промышленная дымка, очевидно, летчик А.Г. Кочетков сделал 3 захода на посадку, но безуспешно). Самолет приземлился на грунт вне ВПП, снес шасси, получили повреждения все агрегаты, кроме киля (фюзеляж и крыло – сильные повреждения). Летчик Кочетков получил травмы – перелом переносицы, повреждены три ребра.

 

По данным М. Арлазорова в этой аварии Кочетков ранен не был.

 

Хотя основной причиной летного происшествия считалось внезапное ухудшение погоды, было установлено, что плохой обзор из кабины затруднил действия летчика в сложной ситуации – при нормальной видимости летчик Кочетков для расчета построения траектории захода на посадку и точки касания использовал ориентиры вне полосы, которые оказались не видны.

 

 

ОКБ-301 было указано на необходимость обзор на посадке улучшить.

 

Для определения необходимого поля обзора была сделана макетная кабина, которую установили на заводском дворе на нужной высоте, меняя наклон и имитируя ее положение на посадке в разных конструкциях НЧФ.

 

Ла-250А-П (борт № 03) 3-й опытный – 1-й предсерийный, дальний сверхзвуковой перехватчик с управляемым ракетным вооружением и СУО на базе РЛС К-15М.

 

Самолет строился заводом № 1 (г. Куйбышев) как 1-я машина установочной серии для отработки технологии серийного производства. Самолет был доставлен из Куйбышева на завод № 301 в Химки в агрегатах для окончательной сборки и регулировки.

 

Однако в связи с необходимостью внести изменения по результатам испытаний  2-го самолета и расследования аварии, а также в соответствии с требованиями дальнейших испытаний, предполагавших отработку СУО и полеты на определение рубежа перехвата потребовалось внести в КД самолета по сравнению со 2-м опытным образцом дальнейшие изменения:

• установлены серийные двигатели АЛ-7Ф1 (взлетная тяга на форсаже каждого увеличена на 250 кгс и достигла 9200 кгс, без форсажа осталась 6850 кгс);
• обеспечена установка подфюзеляжного ПТБ;
• угол отклонения закрылков ограничен до 15 град.;
• сделан новый носовой обтекатель антенны РЛС и переделан передний отсек СЧФ так, что их строительные плоскости наклонены вниз для улучшения обзора (штанга с 3-м ПВД на нем не предусмотрена);
• кабина сделана двухместной, но отличающейся по всем агрегатам, интерьеру и фонарю от 1-го и 2-го самолетов, см. ниже;
• установлена новая ПОШ с механизмом поворота колес;
• установлены новые колеса ООШ с дисковыми тормозами (вместо камерных) и гидропневматическая система их торможения;
• предположительно, вместо отсутствующей РЛС К-15М была установлена имеющаяся в наличии станция «Сокол-2К» – модификации серийной РЛС типа РП-6 «Сокол» самолета Як-25М с возможностью наведения ракет с ПАРГСН.

Отличия кабины экипажа по сравнению с самолетом № 1 (двухместным):

• сделан новый козырек с увеличенной высотой и наклонной основной рамой;
• для обеспечения прочности нового козырька введены дополнительные соединения рамы плоского лобового стекла с основной рамой, разделившие каждое боковое стекло на 2 секции;
• изменена конструкция обогрева лобового стекла – введен обогрев проводниками с продувом забортным воздухом;
• введен электрический обогрев проводниками нижних (больших) боковых стекол козырька;
• размеры сдвижной части уменьшены за счет остекления штурмана-оператора (ее обвод был подобен фонарю 1-го самолета с каплевидной формой, но размеры изменены);
• сделана неподвижная задняя часть кабины, замыкающая фонарь;
• кресло летчика установлено выше;
• для исключения засветки индикатора СУО и др. приборов солнцем под остеклением штурмана-оператора установлена штора со сдвижными секциями.

Самолет предназначался для всех видов летных испытаний по программам ЗИ и обоих этапов СГИ.

 

На нем намечалось выполнить:

• оценку устойчивости и управляемости;
• оценку работы систем;
• снятие летно-технических данных;
• испытания вооружения с пусками ракет;
• определение эксплуатационных характеристик.

По данным Н. Якубовича приказом по МАП от 12.06.1958 г. ведущим инженером по испытаниям был назначен М.Л. Барановский (он руководил испытаниями предыдущих самолетов), ведущим летчиком – А.П. Борогодский (А.Г. Кочетков после аварии находился в госпитале), летчиком-дублером – М.Л. Петушков. По данным М. Арлазорова ведущим летчиком по-прежнему был Кочетков.

 

Самолет выполнил первый полет 31.07.58 г. 

 

 

В ходе испытаний самолет был доработан – изменена конструкция остекления кабины штурмана и фонаря кабины в целом:

• сделана новая сдвижная часть фонаря кабины;
• остекление ее передней секции стало цилиндрическим;
• остекление задней части (штурмана) увеличено по высоте в передней и средней части (передняя часть задней секции также цилиндрическая);
• изменена конструкция рамы сдвижной части, ее металлической задней оконечности и шторки штурмана.

По данным Н. Якубовича 08.09.58 г. на самолете произошла авария – на посадке на ВПП, где проводились работы по ее удлинению, самолет столкнулся с посторонним предметом (высокой трубой, не убранной рабочими), от чего разрушилась одна из ООШ, но он был отремонтирован. Хотя по данным М. Арлазорова со ссылкой на воспоминания ведущего инженера по испытаниям Барановского, это произошло на самолете № 2, который пилотировал Кочетков, самолет при падении загорелся и Кочетков был тяжело ранен, но имеющееся фото подтверждает мнение Якубовича.

Хотя повреждения при аварии были очень тяжелыми, самолет был отремонтирован. При этом были выполнены дальнейшие доработки:

• изменена конструкция жалюзи системы перепуска воздуха компрессоров двигателей на корпусе их отсека;
• сделаны новые усиленные ООШ;
• установлен контейнер тормозного парашюта с выбросом его назад в основании киля (при этом тормозной парашют в нижней части ХЧФ остался, и с ним общая площадь торможения выросла в 1,5 раза).

 

По другим данным эти доработки были введены на 4-м опытном (2-м предсерийном) самолете борт № 04.

К маю 1959 г. на этом самолете было сделано 15 полетов по программе ЗИ (видимо, все они проводились либо на ЛИДБ завода в Химках, либо на базе ЛИИ ГКАТ Раменское).

 

По одним данным эта машина была после окончания испытаний списана и утилизирована, а по другим (Н. Якубович) – передана в Музей ВВС в г. Монино с бортовым номером 04. На самолете, находящемся в этом музее, радиопрозрачный обтекатель РЛС заменен металлическим.

Ла-250А-П (борт № 04) 4-й опытный – 2-й предсерийный, дальний сверхзвуковой перехватчик с управляемым ракетным вооружением и СУО на базе РЛС К-15М  или «Сокол-2К».

 

Данные о техническом лице самолета, его строительстве и испытаниях противоречивы.

 

По одним данным (Н. Якубович) самолет борт № 04 не строился, а этот номер получил 3-й опытный (1-й предсерийный) экземпляр после ремонта.

 

По 2-му источнику самолет был построен заводом № 1 по чертежам 1-го самолета Ла-250А-П борт 03 с комплектной СУО с РЛС К-15М, с учетом доработки кабины и с изменениями, внесенными на этом самолете в ходе его ремонта после аварии 08.09.58 г. Кроме того, установленная на самолете должна была обеспечивать наведение новых ракет «280» с полуактивной системой наведения со значительно уменьшенными размерами и массой, в связи с чем были внесены дальнейшие изменения:

• на самолете планировалось установить РЛС «Сокол-2К» вместо К-15М;
• изменены размеры АПУ ракет.

 

По третьим данным самолет был построен без СУО, РЛС установлена на нем не была и радиопрозрачный обтекатель РЛС заменен металлическим (в таком виде самолет № 04 сейчас находится в Музее ВВС в Монино).

 

Весной 1959 г. самолет № 04 был передан на наземную отработку СУО и РЛС К-15М.

 

Сведений о полетах нет.

 

Ла-250А-П 5-й опытный – 3-й предсерийный, дальний сверхзвуковой перехватчик с управляемым ракетным вооружением и СУО на базе РЛС К-15М.

 

Построен заводом № 1 в полной комплектации.

 

Весной 1959 г. самолет был передан на наземные испытания под током, в т.ч. и РЛС К-15М.

 

В мае 1959 г. были выполнены две рулежки, но облетан самолет не был.

 

После прекращения испытаний утилизирован.

 

 

Ла-250А-П 6-й опытный – 4-й предсерийный, дальний сверхзвуковой перехватчик с управляемым ракетным вооружением и СУО на базе РЛС К-15М.

 

Строился заводом № 1 в полной комплектации, но сдан на испытания без рабочих двигателей.

 

В 1959 г. на базе ГК НИИ ВВС во Владимировке (Астраханская обл. СССР, Нижняя Волга) были начаты наземные испытания самолета и его систем в т.ч. РЛС К-15М в рамках этапа «А» СГИ (к тому времени ЗИ самолета были далеки от завершения).

 

Облетан самолет не был.

 

После прекращения испытаний утилизирован.

 

В 1958 г. была проведена правительственная проверка хода работ по самолету Ла-250. По ее результатам были приняты решения:

• ЗИ самолета с облетом его летчиками-испытателями ВВС должны закончиться в 1958 г.;
• в 1959 г. должен быть закончен этап «А» СГИ (этап Главного конструктора);
• в 1960 г. должен быть начат этап «Б» СГИ (этап Заказчика);
• во II квартале 1960 г. должен быть решен вопрос о дальнейших работах по самолету, включая развертывание серийного производства.

 

Но сроки эти, как и установленные ранее выдержаны не были.

 

Летные испытания проходили в недостаточном темпе:

• в 1956 г. выполнен 1 полет – авария, самолет не восстановлен;
• в 1957 г. выполнено 6 полетов, 1 авария с ранением летчика, самолет предположительно восстановлен;
• в 1958 г. выполнено 14 полетов, 1 авария с ранением летчика, самолет предположительно восстановлен.

 

Существенным недостатком самолета оказался способ наведения ракет «275А» по методу 3 точек в луче РЛС с двигательной установкой с ЖРД, использующим токсичный и агрессивный окислитель АК-20 (раствор азотной кислоты). Во устранение в ОКБ-301 были спроектированы:

• УР «277» и «280» с полуактивной радиолокационной ГСН;
• УР «278» с твердотопливным двигателем.

 

Для борьбы с групповыми воздушными целями разработана УР «279» со специальной (ядерной) БЧ.

 

 

В 1957 г. ОКБ-156 А.Н. Туполева на базе опытного фронтового бомбардировщика «98» начало разработку всепогодного перехватчика «128» как части авиационно-ракетной системы перехвата Ту-28С-24. В результате был создан самолет Ту-128, который по фактически полученным ТТХ превзошел не подтвержденные испытаниями показатели Ла-250:

• по максимальной скорости на 310 км/ч (19,4%);
• по максимальной дальности полета с вооружением на 175 км (7,1%).

 

В то же время Ту-128 серийный уступал расчетным данным Ла-250 по практическому потолку на 1400 м (8,2%).

 

Сравнение вооружения:

• самолет Ла-250 нес 2 ракеты воздух-воздух К-15 («275А»), а опытный Ту-128 – 2 К-80, но серийный – 4 типа Р-4Р/Т;
• самолет Ла-250 имел ракеты только с одним видом наведения – по радиолучу, Ту-128 одновременно нес ракеты двух видов наведения – с полуактивной радиолокационной и тепловой ГСН, что повышало вероятность поражения цели в разных условиях атаки и помехозащищенность комплекса, сами эти виды наведения были удобнее и проще в использовании;
• оба самолета могли применять ракеты с ЯБЧ для поражения групповых целей, но такая модификация ракеты Р-4 для Ту-128 была в серии, а изделие «279» только проектировалась;
• максимальная дальность пуска ракеты «275А» самолета Ла-250 по проекту была на 6 км (27,3%) больше, чем у Р-4Р самолета Ту-128, но модифицированная ракета Р-4ТМ имела дальность на 3 км (13,6%) больше, чем «275А»;
• минимальная дальность пуска ракеты «275А» самолета Ла-250 по проекту была на 1 км (33,3%) больше, чем у Р-4Р самолета Ту-128, что расширяло диапазон возможных пусков Ту-128;
• максимальная высота поражения целей в ЗПС меньше на 1500 м (7,7%), но обеспечивает поражение всех известных на то время воздушных целей;
• минимальная высота поражения целей в ЗПС меньше на 5000 м (100%), что расширяло диапазон возможных пусков Ла-250;
• вес одной ракеты больше на 308 кг (38,4%);
• вес полного комплекта ракет меньше на 370 кг (23,1%).

По опыту последующего применения решающими показателями являются дальность полета и рубеж перехвата (примерно равны), а также диапазон дальностей и высот пуска ракет, в чем на 1960 г. ни один из этих самолетов полного преимущества не имел. Однако в первой половине 1958 г. Главком ВВС Вершинин в докладе СМ СССР отметил неудовлетворительный ход работ по самолету Ла-250, который разрабатывался с 1953 г. (около к тому времени 7,5 года). Это и было главной причиной прекращения разработки самолета.

 

В июле 1959 г. работы по самолету Ла-250 и всей авиационно-ракетной системе перехвата К-15 были прекращены.

 

Опытный перехватчик Ту-128 совершил первый полет 18.03.61 г. (примерно через 4 года после начала разработки), а поставки Заказчику начаты в 1962 г. – через 5 лет.

 

Решением СМ СССР от 02.01.1958 г. на заводе № 1, зарезервированном для серийного выпуска самолета Ла-250, было организовано серийное производство МБР Р-7 (8К71). В декабре 1959 г. завод переименован в п/я 208 и передан в МОМ. При этом выпуск самолета Ту-16 продолжался до 1960 г. включительно.

 

Далее на предприятии строились МБР Р-7А, Р-9 (серийно), крылатая ракета «Буря» («350» конструкции РКБ-301, опытная серия), РН 8К72К.

 

В дальнейшем в качестве основной продукции выпускал только космическую технику.

 

В 1961 г. завод переименован в Завод «Прогресс».

 

 

Это был самый большой, самый скоростной и самый необычный для своего времени самолет в истории ОКБ-301 С.А. Лавочкина. Он настолько выделялся даже на фоне быстро меняющегося облика боевого самолета в те революционные для авиации вообще годы освоения сверхзвуковых скоростей, что получил уважительное прозвище «Анаконда».

 

Проект «250» стал последним новым типом самолета Лавочнина – Семен Алексеевич скончался 9 июня 1960 г. от сердечного приступа во время испытаний стратегической крылатой ракеты «350» («Буря») его конструкции на полигоне Сары-Шаган. ОКБ-301 было сохранено, однако поменяло область деятельности, полностью переключившись на ракетно-космическую технику. Ныне оно является основным предприятием НПО имени Лавочкина.

 

Самолет Ла-250 на вооружение не поступил, но на развитие советской и мировой авиации свое влияние оказал – на нем впервые была применена широкая автоматизация процесса перехвата со взаимодействием с наземными системами наведения, ставшая вскоре в ПВО обязательной, а также впервые был реализован новый подход к проектированию гидромеханических систем управления с полунатурным компьютерным моделированием работы системы и полета, что также было широко внедрено и в СССР, и в других странах

 

 

Тактико-технические данные самолета смотрите в таблице ТТХ Ла-250

 

Примечание: в источниках в отношении веса пустого, топлива и взлетного для построенных самолетов имеются противоречия – видимо, они ошибочны

 

Состав оборудования и вооружения всех вариантов проекта и опытных самолетов смотрите в таблице РЭО и АВ Ла-250

 

Сведения об авариях в ходе летных испытаний самолета смотрите в таблице ЛП Ла-250

 

Соотношение тактико-технических данных самолетов Ла-250 и Ту-128, а также их вооружения смотрите в таблице Сравнение перехватчиков

 

 

Смысл использованных в статье и таблицах определений, понятий и сокращений можно узнать, открыв наш краткий словарь по авиации и ракетной технике

 

 

Список использованных источников:

1. Авиационные, ракетные, морские и промышленные двигатели. 1944 – 2000. Справочник. М., «АКС-Конверсалт», - 2001 г.
2. Агроник А. Эренбург Э. Развитие авиационных средств спасения М., Машиностроение, - 1990 г.
3. Арлазоров М. Фронт проходит через КБ. Жизнь авиационного конструктора, рассказанная его друзьями, коллегами, сотрудниками. Изд. 3. М., «Знание», - 1987 г.
4. Багратинов В.А. Крылья России. М., ЭКСМО, - 2005 г.
5. Летные исследования и испытания. Фрагменты истории и современное состояние. Научно-технический сборник. Под ред. К.К. Васильченко и др. М., Летно-испытательный институт МАП им. Громова / «Машиностроение», - 1993 г.
6. Ерохин Е. Система дальнего перехвата. Подрезанные крылья «Беркута». // «Крылья Родины», № 3, - 1998 г.
7. Шавров В.Б. История конструкций самолетов в СССР 1938 - 1950 гг. Материалы к истории самолетостроения. М., «Машиностроение», - 1988 г.
8. Якубович Н. Все самолеты Лавочкина. М., "Яуза" - "ЭКСМО", - 2013 г.
9. Якубович Н. Вторая «змея» летчика Кочеткова. О самолете Ла-250. // «Крылья Родины», № 3, - 1998 г.
10. Материалы экспозиции Музея ВВС СССР, ныне Центрального музея ВВС России в г. Монино
11. Архив автора