Многоцелевой истребитель V поколения Микоян 1.42 (5.12, МФИ)

Тем не менее, начатый проект был первым в мире в том поколении, которое ныне именуется пятым. А поскольку он был первым, то и облик его пришлось определять «с нуля». Не все в принятых трудных решениях оказалось верным – время и опыт внесли свои правки, но это неизбежно на пути первопроходцев.

 

Россия, первый полет – 29.02.2000 г.

базовый проект и опытный самолет

 

МФИ («многофункциональный фронтовой истребитель»), самолет 512, И-90 проект в первой редакции, многоцелевой фронтовой истребитель.

 

Поиск технического облика  перспективного тяжелого и легкого истребителей и их предварительное проектирование были начаты на ММЗ «Зенит» в середине 1970-х под шифрами 512 и 412 соответственно. Общее руководство программой осуществляли Генеральный конструктор Ростислав Аполлосович Беляков и его заместитель Анатолий Алексеевич Белосвет.

 

Предварительное проектирование около 5 лет шло по инициативе руководства ММЗ «Зенит» за счет предприятия и в нем участвовало лишь ограниченное число сотрудников отделов общих видов, аэродинамики и прочности, силовых установок, систем и вооружения. Тем не менее, уже на этом этапе к процессу были подключены отраслевые институты МАП, которые должны были выработать новые решения по своим направлениям:

• НИИ АС (общая концепция, ее возможная боевая устойчивость и эффективность);
• ЦАГИ (аэродинамика и прочность);
• ВИАМ (новые конструкционные материалы, прежде всего, КМ и радиопоглощающие);
• ЦИАМ (двигатели и др.).

Также о разработке было сообщено ЦНИИ-30 АКТ МО СССР, который должен был выработать ТТТ к проектируемому самолету.

 

 

 

ОКБ совместно с указанными институтами определили основные направления повышения летных качеств по сравнению с истребителями 4-го поколения:

• расширенный диапазон полетных скоростей и перегрузок – по скоростям самолет должен был соответствовать МиГ-25, а по маневренности превосходить МиГ-29;
• сверхзвуковая крейсерская скорость полета без включения форсажа;
• сверхманевренность при M<1 с достижением углов атаки до 60 град. без выхода на опасные режимы, автоматизация режимов безопасного пилотирования, улучшение системы ограничительных сигналов и т.д.
• улучшение маневренности при M>1;
• укороченные взлет и посадка;
• обеспечение применения управляемого и неуправляемого оружия, а также пушки по наземным целям с повышенной точностью в т.ч. ночью и в СМУ;
• вооружение должно применяться по принципу «увидел – выстрелил – отвернул»;
• снижение заметности в радиолокационном, электромагнитном, тепловом и оптическом спектрах в определенных ракурсах (в первую очередь в переднюю полусферу).

В начале 1980-х гг. после получения первой достоверной информации о том, что в США завершается проектирование самолета ATF МО и МАП СССР приняли решение о переводе этих работ на государственное финансирование, что позволяло их расширить.

 

Вместе с тем под влиянием сведений по американским проектам ATF были изменены требования с самолету – главными стали:

• сверхзвуковая крейсерская скорость без использования форсажа;
• сверхманевренность;
• скрытность;
• обеспечение опознавания государственной принадлежности всех своих и чужих сил в тактической районе, в котором возможен данный бой (в т.ч. на земле и на море) и повышение защищенности собственной системы активного радиолокационного запроса и ответа от имитации противником правильного ответного сигнала;
• трехмерное отображение тактической обстановки и угроз с использованием радиолокационных и оптических систем;
• совершенствование систем обмена тактической информацией (для применения управляемого вооружения с коррекцией траектории вне пределов прямой видимости и взаимодействия с другими силами, в т.ч. сухопутными и морскими).

После решения этих вопросов в 1983 г. была принята программа МФИ («Многофункциональный фронтовой истребитель» и начато эскизное проектирование самолета.

 

Создаваемым по этой программе самолетам было присвоено общее обозначение И-90, как истребителю, который должен был поступить на вооружение в 1990-х гг.

 

В США к предварительной проработке подобного самолета приступили несколько позже, чем в СССР, но государственная программа ATF (Advanced Tactical Fighter)  была принята раньше – в апреле 1980 г. В ходе ее выполнения на основе двухэтапного конкурса 7 фирм разработали ряд проектов истребителей ATF, из которых для постройки и сравнительных испытаний было отобрано два  – YF-22 и YF-23.

 

Главным конструктором самолета МФИ разработки ММЗ «Зенит» был назначен Г.А. Седов, его заместителями были назначены:

• Ю.П. Воротников (по планеру и системам);
• А.С. Зажигин (организация проектирования и производство опытных самолетов);
• В.М. Поляков (БРЭО).

  

 

Самолет 512 (МФИ) предэскизные проекты, многофункциональный фронтовой истребитель.

 

Хотя на предыдущих этапах был выполнен большой объем научных и инженерных работ, сформировать окончательно облик самолета и согласовать его с Заказчиком не удалось по причине сложности и новизны поставленной задачи.

 

Рабочее проектирование самолета началось в ОКБ ММЗ «Зенит» им. А.И. Микояна в 1986 г. под руководством Г.Я. Седова после выхода соответствующего закрытого Постановления СМ и ЦК КПСС. Работа велась по конкурсу с ОКБ Сухого (проект С-22).

 

Помимо тех организаций, которые участвовали в предыдущих этапах работы были привлечены новые НИИ:

• СибНИА (продувки моделей проектируемых самолетов в АДТ (в т.ч. при M>1 и на критических режимах);
• НИИ ПФМ (опережающие летные испытания критических режимов на ДПМ, оценка ЭПР на моделях);
• ЛИИ им. Громова (опережающие летные испытания на ЛЛ);
• НИИ ЭРАТ (эксплуатация и ремонт, боевая живучесть
• ГосНИПАС (испытания систем, в т.ч. средств спасения) и др.

Постепенно также были подключены все организации – разработчики ПКИ и предприятия, которые планировалось привлечь к серийному выпуску самолета, ПКИ и вооружения для него:

• НПО «Авионика» (цифровые системы управления);
• НПО «Родина» (цифровые системы управления);
• завод «Гидромаш» (г. Горький, шасси и исполнительные механизмы);
• НПО «Звезда» (средства спасения);
• МКБ «Радуга» (г. Дубна, противорадиолокационная ракета со складывающимся крылом для запуска из закрытых отсеков);
• МКБ «Вымпел» (г. Москва, ракеты воздух-воздух особо большой дальности стрельбы, пуск ракет малой и промежуточной дальности из закрытых отсеков в ППС и ЗПС);
• КБП (г. Тула, перспективная пушка с улучшенной баллистикой);
• ГАЗиСО и филиал ОКБ им. Микояна на этом заводе (г. Горький – опережающая технологическая подготовка серийного производства самолета) и др.

 

С использованием расчетов на ЭВМ по МКЭ для оптимизации аэродинамики (в т.ч. отделения оружия), прочности (в т.ч. живучести и ресурса) и полетов ДПМ (критические режимы), а также стендовых испытаний (в АДТ, статических прочностных, отработки систем и БРЭО и т.д.) было выполнено несколько десятков редакций предэскизного проекта, из которых отобрано для дальнейшей проработки шесть, см. ниже.

 

  

 

Компоновка и общие особенности конструкции всех вариантов проекта:

• самолет выполнен по неустойчивой по всем трем осям аэродинамической схеме с передним ЦПГО;
• силовая установка из двух ТРДДФ V поколения с повышенной бесфорсажной тягой на большой высоте, повышенными удельными данными и в то же время пониженными удельными расходами топлива и демаскирующими признаками;
• двигатели расположены в фюзеляже вплотную друг к другу, но разделены противопожарной перегородкой;
• воздухозаборник общий подфюзеляжный, но правый и левый каналы разделены от входного сечения и до входных сечений двигателей (его особенности – см. ниже);
• крыло с корневым наплывом малой относительной площади по типу F-15 или вообще без наплыва с полуинтегральным или неинтегральным сопряжением с фюзеляжем при стреловидности передней кромки от 40 до 45 град. для снижения волнового сопротивления при M>1;
• «отсек силовой установки» (воздухозаборник и отсек двигателей, примечание: речь идет о компоновке и аэродинамике, технологическое членение на отсеки при сборке самолета другое) с точки зрения аэродинамики представляют собой единое несущее тело без интегрального сопряжения с крылом, как это было на самолетах I – III поколений, что дало снижение аэродинамического сопротивления на крейсерских режимах;
• носовая часть фюзеляжа (НЧФ) «вырожденная», представляет собой несущую «надстройку на «отсеке силовой установки» трехгранного сечения (с отличиями по граням, см. ниже) с кабиной, переходящую в гаргрот;
• оперение состоит из ЦПГО и двухкилевого ВО;
• каждая поверхность ВО состоит из киля и РН;
• система управления самолетом, механизацией крыла, силовой установкой и шасси сведены в единый цифровой комплекс с гидромеханическим или электрогидравлическими приводами ручным;
• все каналы управления имеют резервную механическую проводку от органа управления до исполнительного механизма, полностью механический резерв без силовых механизмов нигде не предусмотрен;
• шасси трехопорное с носовой стойкой.

 

Нумерация приведенных ниже вариантов компоновок условна.

 

Вариант 1:

• воздухозаборник двигателей с близким к прямоугольному входным сечением, горизонтальным клином торможения прямыми верхней и нижней и скошенными боковыми кромками;
• сечения отсека силовой установки от ВЗ до сопел двигателей близки к прямоугольным со скругленными гранями и по длине меняются плавно, образуя вместе с НЧФ «несущее тело» фюзеляжа, которое при M>1 создает большую часть располагаемой подъемной силы при малом сопротивлении;
• крыло треугольное с постоянной стреловидностью по ПК и ЗК, перпендикулярной ПСС, но с выступающими за заднюю кромку управляемыми «ластами» в корневых частях, установлено на нижней части «отсека силовой установки»;
• грани НЧФ скругленные, гаргрот проходит примерно на 2/3 общей длины фюзеляжа;
• ЦПГО стреловидное с «зубом» крепится на верхних «гранях» воздухозаборника;
• кили крепятся непосредственно к ХЧФ.

Вариант 2:

• воздухозаборник по типу варианта 1;
• крыло треугольное с постоянной стреловидностью по ПК и ЗК, перпендикулярной ПСС, но с выступающими за заднюю кромку управляемыми «ластами» в корневых частях и балками для установки килей, установлено на верхней части «отсека силовой установки»;
• НЧФ и гаргрот по типу варианта 1, но идет до конца отсека двигателей;
• стреловидные консоли ЦПГО с «зубом» близко к корневому сечению крепятся к объемной вихреобразующей надстройке выше крыла (принято как окончательный вариант);
• ВО состоит из двух основных килей с РН и двух подфюзеляжных килей
• консоли ВО трапециевидные (стреловидность по ПК умеренная положительная, по ЗК – малая отрицательная), крепятся на балках, соединенных с «ластами» крыла.

Вариант 3:

• воздухозаборник с вертикальным клином торможения, стреловидными верхней и нижней кромками и вертикальными боковыми;
• крыло дельтовидное с такими же «ластами», но с изломом по ПК и малой отрицательной стреловидностью по ЗК;
• НЧФ по типу варианта 1, но с большей строительной высотой и сделана в двух подвариантах – с острыми и скругленными кромками по нижним обводам, установлено на верхней части «отсека силовой установки»;
• гагрот по типу варианта 2, но со значительно увеличенными строительной высотой и объемом;
• ЦПГО по типу варианта 2;
• ВО и его установка по типу варианта 2, но с большей отрицательной стреловидностью по ЗК.

Вариант 4:

• воздухозаборник по типу варианта 1, но его каналы вместе с основным отсеком двигателей в боковой проекции имеют изгиб вверх так, что через ВЗ просматривались лишь незначительные части входных ступеней компрессоров двигателей;
• крыло трапециевидное с перпендикулярной ПСС ЗК в средней части и значительной положительной стреловидностью по КЧК, общая ПК постоянной стреловидности, «ласты» как в предыдущих проектах установлено примерно на середине высоты мотоотсека;
• НЧФ по типу варианта 3 со скругленными гранями;
• гаргрот по типу варианта 2;
• ЦПГО по типу вариантов 2 и 3, но консоли его без «зуба»;
• ВО по типу варианта 2, но основные надфюзеляжные поверхности по типу варианта 1.

 

Вариант 5:

• стреловидные консоли без наплыва крепятся к бортам фюзеляжа с лямбда-наплвывом («запилом» у корня) по типу центроплана МиГ-23МЛД, остальные подробности не известны;

 

Вариант 6:

• подробности не известны.

  

 

Варианты размещения подвесного вооружения:

• конформная подвеска (в полуутопленном положении) или вооружение в раскрывающихся обтекателях (одноразовых);
• подвеска в отсек с выбросом вверх (минимальный мидель, не реализован из-за сложности подвески ракет и необходимости иметь специальные средства для этого);
• подвеска в отсеке с выбросом вниз (окончательный вариант).

 

На основании сравнительного анализа всех вариантов предварительных проектов и данных модельных испытаний был сформирован окончательный облик самолета – см. ниже.

 

Самолет 512 (5.12, 1.42, МФИ) рабочий проект в окончательной редакции и натурный макет, многофункциональный фронтовой истребитель.

 

Окончательный вариант проекта был выполнен с учетом требования использовать самолет также как перехватчик ПВО, для чего была сформирована дополнительная комплектация оборудования.

 

Аэродинамическая схема:

• «утка» с ЦПГО, предположительно, статически неустойчив по всем трем осям.

Применение конструкционных материалов планера (массовая доля):

• алюминиево-литиевые сплавы 35%;
•   КМ (в т.ч. КМ нового поколения – углепластики, кевлары и др.) 30%;
• сталь и титановые сплавы 30%;
• другие материалы 5%.

Силовая установка:

• два ТРДДФ V поколения АЛ-41Ф (тяга взлетная на полном форсаже 17700 кгс, на максимальном режиме без форсажа – 11200 кгс) с осесимметричными соплами со всеракурсным УВТ, обеспечивающим маневр как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскости с большими перегрузками по всем осям (рассматривались варианты с плоскими и круглыми соплами, в 1991 г. быв выбран последний после отработки на ЛЛ Су-27);
• предположительно на самолете установлена ВСУ, которая обеспечивает запуск двигателя на земле и после аварийного останова в полете, а также питание всех систем самолета током и воздухом с заданными давлением и температурой без подключения аэродромных сетей и устройств;
• воздухозаборник регулируемый подфюзеляжный с управляемыми горизонтальным венрхним клином торможения и нижней губой с прямыми кромками, положительной стреловидностью боковых кромок и перегородки, разделяющей его на два канала от входного сечения, рассчитан на широкий диапазон чисел М), обладает пониженной РЛ-сигнатурой за счет геометрии и отсутствия створок подпитки и размещения каналов перепуска, обеспечивает базирование на грунтовых аэродромах с эффективной защитой от ППП;

• ВЗ отдален от нижней поверхности НЧФ на расстояние, достаточное для исключения попадания в него стекающего с этой поверхности заторможенного погранслоя, между верхней губой ВЗ и этой поверхностью установлены три дефлектора – один по потоку в ПСС, два боковых косых;
• каналы ВЗ S-образные в 2-х плоскостях (диски компрессоров на лобовой проекции полностью закрыты их стенками);
• система управления силовой установкой цифровая с полной ответственностью, объединена с другими системами управления – см. ниже;
• топливная система имеет значительный внутренний объем, позволяющий отказаться от ПТБ в большинстве заданий.

Крыло:

• крыло большой площади треугольной в плане формы с выступающими назад корневыми «ластами», набрано мах-устойчивыми профилями и имеет «толстый» коревой наплыв малой площади (полуинтеральное сопряжение с фюзеляжем по условиям высокого аэродинамического качество при M>1);

• крыло крепится к ХЧФ примерно на половине ее высоты с положительным поперечным V (пониженная или отрицательная устойчивость по крену);
• технологически крыло состоит из двух ОЧК, законцовок и подвижных поверхностей управления и механизации; 
• носки отклоняемые 2-секционные;
• рулевые поверхности и механизация крыла по задней кромке включает флапероны на внутренних частях консолей и на «ластах» и на подвижных концевых частях «ластов»;
• управление по крену и тангажу элевонами (1 секция на каждой консоли);
• механизация крыла адаптивная, отклонение органов без щелей с консолями, с сохранением плавности обводов.

Фюзеляж:

• по типу 2-го варианта предварительного проекта, сечение НЧФ близко к треугольному с гранями, скругленными большими радиусами, сечение по воздухозаборнику прямоугольное со скруглением малыми радиусами, далее общее сечение переходит в овал, определенный радиусами сопел двигателей;
• кабина по типу самолета МиГ-29 тип 9.12 с полукаплевидным фонарем, переходящим в узкий гаргрот, не мешающий обзору назад;
• фонарь кабины состоит из неподвижного лобового козырька с односекционным остеклением конической формы и поднимающейся задней части с односекционным остеклением каплевидной формы;
• в фюзеляже сделаны закрытые отсеки для размещения ракетного и бомбового вооружения с выбросом его вниз;
• технологически фюзеляж разбит на отсеки по поперечно-продольной схеме.

Оперение:

• принято по типу 2-го варианта предварительного проекта;
• ЦПГО стреловидное с «запилом» по ПК, установлено в носовой части самолета на объемных «надстройках», формирующих вихревую систему крыла;

• ВО двухкилевое, установлено в хвостовой части самолета, состоит из основных поверхностей над плоскостью хорд крыла и нижних килей под ней;
• основные поверхности ВО трапециевидные установлены на крепящихся  к конструкции крыла по концам «ластов» балках с «развалом» 14 град. от вертикали, что было сделано не по требованиям аэродинамики, а для снижения ЭПР (при такой установке отраженный радиолокационный сигнал от второго киля в большинстве тактических ситуаций «терялся», не поступая на приемник РЛС самолета или ЗРК противника);
• каждая основная верхняя и нижняя поверхность ВО состоит из киля и РН;

• предусмотрен режим синхронного отклонения РН внутрь для аэродинамического торможения;
• нижние кили установлены под корневыми сечениями основных поверхностей ВО в вертикальных плоскостях, параллельных ПСС.

  

 

Шасси:

• трехопорное с носовой опорой, имеет предедельно простую конструкцию, которую отличают малый вес и занимаемый объем при высокой прочности и сравнительно большим размером колес;
• обеспечивает базирование на грунтовых аэродромах (ПОШ с колесом 620х180 мм, ниша имеет выступающую подштамповку для уменьшения объема, ООШ с колесами 1030х320 мм (по данным Е. Гордона – 1030х350 мм), пневматики низкого давления);

• КСС ПОШ балочного типа с «ломающимся подкосом»;
• ПОШ убирается назад в отсек в перегородке между каналами воздухозаборников двигателей;
• КСС ООШ балочно-подкосного типа с выносным амортизатором и «ломающимся подкосом»;

• ООШ убираются вперед в отсеки по бокам каналов воздухозаборников двигателей;
• система управления шасси обеспечивает их уборку и выпуск, руление путем поворота колес ПОШ и раздельного торможения колес ООШ, гашение всех видов ударов при движениях по неровной ВПП, а также собственных колебаний, включая шимми.

Системы управления:

• системы управления самолетом, механизацией крыла, силовой установкой и шасси объединены в единый цифровой комплекс систем дистанционного управления (СДУ) с 4-кратным резервированием для каждого канала;
• логика всех систем СДУ рассчитана на непосредственное управление в полете подъемной и боковой аэродинамическими силами, а также тягой, и имеет блокировки по режимам полета и работы двигателей, направлению вектора тяги, положению рулевых поверхностей, механизации крыла и шасси, а также по обжатию амортизаторов шасси, повороту колес ПОШ и включению тормозов;
• комплекс управления самолетом выполнен на основе высокоскоростных процессоров и мультиплексных общих шин данных (ОШД) нового поколения и объединен с комплексом боевых систем.

Силовые системы:

• гидравлическая система высокого давления (280, а по др. данным 310 кгс/кв.см) разделена на подсистемы, которые частично дублируют друг друга, приводит в действие силовые приводы всех систем управления, пусковые устройства вооружения, механизмы уборки и выпуска шасси, рабочая жидкость синтетическая с повышенной температурой вспышки;
• пневматическая система со стандартным давлением (50 кгс/кв.см) приводит в действие силовые приводы фонаря кабины и резервные механизмы выпуска шасси;
• электрическая система разделена на ряд подсистем постоянного и переменного тока со стабилизированными и нестабилизированными параметрами, состоит из генераторов на двигателях и ВСУ, аккумуляторов, преобразователей, стабилизаторов напряжения и частоты тока, а также сетей с устройствами коммутации, защиты и внешними разъемами.

Системы жизнеобеспечения и спасения летчика:

• кабина герметичная с СКВ вентиляционного типа с отбором воздуха от компрессоров двигателей, предусмотрены сброс давления и аварийная вентиляция кабины забортным воздухом на малых высотах, отсечка СКВ в случае применения спецбоеприпасов;  
• снаряжение летчика включает противоперегрузочный и высотно-компенсирующий костюм с ЗШ или ГШ с питанием кислородом с регулируемым по высоте и перегрузке давлением;
• самолет впервые в советской / российской практике получил систему контроля состояния летчика (КСЛ), которая может ограничивать развиваемые перегрузки в случае его ухудшения;
• катапультируемое кресло нового типа класса «0-0» рассчитано на расширенные диапазоны скоростей и перегрузок.

Боевые системы, связь, вооружение и средства обнаружения угрозы, РЭБ и снижения заметности:

• самолет имеет дублированную ИНС (вероятно, малогабаритную бесплатформеннную) с коррекцией от ДИСС, всеширотные РСБН и посадки, РСДН, СНС ГлоНаСС, автоматизированную систему слепой посадки, которые работают в комплексе с его ЦСАУ;
• системы определения тактической и навигационной обстановки а также обнаружения целей, связи и обмена тактической информацией (с наземным КП, своими самолетами в зоне действий и запущенными боеприпасами с командным управлением), обнаружения угроз и противодействия им объединены в единый цифровой комплекс БРЭО;
• архитектура комплекса БРЭО открытая, соответствует ГОСТу, подобному американскому стандарту MIL STD1553B;
• построенная на сигнальных процессорах многофункциональная многоканальная РЛС переднего обзора (модификация станции Н011М «Барс» с новой антенной по сечению НЧФ самолета или спроектированная специально под самолет 1.44 станция Н014) с неподвижной щелевой АФАР (удельная масса антенны порядка 2…4 кг/кв.м, против более чем 280 кг/кв.м у ФАР РЛС «Заслон» самолета МиГ-31), обеспечивает навигацию, обнаружение и автоматическое сопровождение на проходе в широком ракурсе 20 воздушных или нескольких наземных и морских целей с пониженной ЭПР в любых тактических ситуациях в условиях применения противником современных средств РЭБ, применение оружия по 8 воздушным и нескольким наземным / воздушным целям (в т.ч. с командной коррекцией траектории), разведку с картографированием, пассивную радиоразведку и т.п.;
• малогабаритная РЛС заднего обзора с АФАР, обеспечивает применение оружия по воздушным целям в ЗПС, в т.ч. обратный старт УР Р-73 и Р-77;
• встроенная ОЭПС переднего обзора имеет телевизионный, лазерный и ИК-каналы, работает в режимах пассивного и активного лазерного автоматизированного опознавания цели по оптическому образу, работает по наземным и воздушным целям, выдавая их изображение, сведения о дальности и параметрах движения, а также обеспечивает подсвет наземных и морских целей лазерным целеуказателем с автоматическим сопровождением);
• система свой-чужой нового поколения с увеличенным числом одновременно работающих каналов и повышенной имитостойкостью, которая взаимодействует с комплексом телекодовой связи;
• комплекс телекодовый связи обеспечивает обмен данных о тактической обстановке в цифровом и символьном виде с ЗКП, ВКП/РЛД и самолетами группы, при этом летчик может задавать состояние «ведущий» или «ведомый»;
• радиолокационные и оптические (УФ- и ИК-каналы) датчики предупреждения, система радиоразведки и постановки активных помех нового поколения сведены в БКО, который работает на всех ракурсах;
• средства индикации включают ИЛС, МФ ЖКИ повышенной яркости с кнопочным обрамлением, НСЦ (рассматривались также голосовые средства индикации);
• основное вооружение самолета – управляемые ракеты воздух-воздух средней дальности Р-77, Р-77М, Р-77ПД  с АРЛ- и ИК-ГСН), малой и промежуточной дальности Р-73, Р-73Л, Р-73М и К-74 с ИК-ГСГ, перспективные тактические ракеты воздух-поверхность Х-36, а также противорадиолокационные ракеты Х-58УШК и перспективные КАБ со складывающимся крылом и / или оперением размещается в фюзеляжных отсеках вооружения (здесь и далее полный список вооружения и боевых систем – см. табл.);
• дополнительное вооружение включает ракеты воздух-воздух особо большой дальности (предположительно, Р-37), ракеты воздух-поверхность Х-25М, Х-29, Х-31А, Х-59, Х-50, Х-59М, противорадиолокационные ракеты Х-25МПУ, Х-31П и Х-58А/У, неуправляемые ракеты, корректируемые и свободнопадающие в т.ч. специальные бомбы, а также ракеты указанных выше типов, размещаемые на внешних узлах подвески;
• в НЧФ установлена новая 30-мм пушка с увеличенной дальностью стрельбы за счет повышенной начальной скорости снаряда и улучшенной баллистики, обеспечивающая поражения высокоманевренных малоразмерных целей короткой очередью, выход ствола и эжектор закрыты створками, открываемыми только при стрельбе (снижение ЭПР и аэродинамического сопротивления в походном положении);
• основное средство снижения ЭПР – спецпокрытия (по результатам экспериментальных работ на МиГ-21, МиГ-23 и МиГ-29), кроме того, используется фактор компоновки, а также снижение отраженного сигнала за счет ионизации окружающего воздуха, («плазменный шлейф», разработчик Научный центр им. М.В. Келдыша, по расчетам давало снижение ЭПР на всех ракурсах примерно в 100 раз, но требовалось решить проблемы энергопотребления этой системы и ЭМС с др. системами самолета);
• к зазорам по стыкам агрегатов и люкам предъявлено требование «гасить» сигнал РЛС путем подбора их размера с жесткими допусками;
• впервые в СССР системы контроля состояния систем были переведены частично на оптоволоконные сети и сведены в единый комплекс «Гамма-1106» (разработчик – НИИ «Прибор», Ленинград; для испытаний этой подсистемы была использована ЛЛ «самолет 211» на базе МиГ-29);
• установлена новая цифровая система регистрации полетных параметров и применения вооружения АСИС-2000 (ее компоненты прошли предварительные испытания на ряде ЛЛ).

 

В 1986 г. первый комплект РКД был готов.

В это время наметилось некоторое отставание от плана по причине загруженности ОКБ работами по модификациям самолетов МиГ-31 и МиГ-29 (в т.ч. с большими конструктивными отличиями), а также тяжелого перехватчика V поколения «721» (в конце 1980-х гг. уже шла проработка серийной РКД в ОКБ «Зенит» и в его филиале на ГАЗиСО в Горьком), работы продвигались медленнее, чем в ОКБ им. Сухого по С-22/С-32/С-37 . Однако это отставание пока не грозило срывом программы, пока на рубеже 1990-х гг. началось сокращение финансирования военных программ, что дополнительно тормозило проектирование самолета 512. Однако и в это время проектирование самолета полностью остановлено не было.

 

В 1988 г. ЦНИИ-30 АКТ МО СССР сформировал и направил ММЗ «Зенит» окончательные ТТТ на самолет.

 

  

 

В 1989 г. было закончено уточнение комплекта РКД с учетом новых ТТТ. Однако из-за начавшегося развала ОПК и СССР в целом в то время к защите он представлен не был. В это время было начато внедрение новых методов компьютерного проектирования с выводом графической информации на мониторы рабочих станций, объединенных в сеть (предположительно, в США была закуплена САПР  CATIA). Это позволяло создавать 3-мерные образы деталей и агрегатов вплоть до полного 3-мерного виртуального макета самолета, строить картины распределения давлений и скоростей обтекающих потоков, напряжений от действующих сил и частот колебаний. Однако такие методы еще не были в то время достаточно опробованы и Заказчик потребовал их подтверждения обычными узаконенными методами НИОКР.

 

В начале 1990-х гг. ММЗ «Зенит» им. А.И. Микояна был преобразован в Авиационный научно-промышленный комплекс (АНПК) «МиГ», но это была лишь формальная реорганизация, коснувшаяся административных вопросов и прямо не повлиявшая на НИОКР по этой и другим темам.

 

27.08.90 г. начались летные испытания первого тактического истребителя V поколения Northrop YF-23, а 29.09.90 г. приступил к полетам второй самолет этого класса – Lockheed – Martin YF-22. Между тем в СССР финансирование таких программ начало сокращаться, что тормозило их выполнение.

 

Защита эскизного проекта самолета началась в 1991 г., однако не была быть проведена в полном объеме, т.к. не был построен натурный макет самолета.

 

В 1992 г. строительство натурного макета было начато опытным производством ММЗ «Зенит» за счет предприятия.

 

В конце 1980-х гг. в американским журнале Aviation Week появился рисунок самолета “MiG-2000”, который отражал некоторые элементы предварительных проектов самолетов «512» и «33», однако они были хаотично смешаны и не отражали полностью ни один из их рабочих вариантов.

 

В 1990-х гг. из соображений секретности в новых условиях, когда документооборот по военным программам велся бессистемно и многие режимные документы попадали в открытый доступ самолету было дано новое обозначение «5.12» (с точкой, первоначальное обозначение «512» точки не содержало), которой совпадало с производственным обозначением серийного самолета МиГ-29 9.12 по заводу «Знамя Труда». Но сохранить режим секретности это не помогло. Во многих документах продолжало использоваться старое обозначение 1.42. Утечки информации продолжались и в 1994 г. в американским журнале Aviation Week появился первое сравнительно точный рисунок самолета.

 

В 1992 г. государственное финансирование проекта 1.44 (5.12) было закрыто.

 

  

 

Ориентировочно в 1993 г. проекты МФИ (1.42 и С-32) были включены 1-м пунктом в принятую с приходом правительства Е. Гайдара «Национальную программу развития военной авиации» (2-м пунктом был самолет Т-10В), но она оказалась провалена.

 

Окончательная редакция проекта была готова в 1994 г., когда постройка 1-го опытного самолета уже шла. Она учитывала объединение ВВС и ПВО в единый вид вооруженных сил и имела унифицированную комплектацию вооружения.

 

В мае 1995 г. АНПК «МиГ» вошел в состав серийного предприятия – Московского авиационно-производственного объединения им. П. В. Дементьева (МАПО, заводы «Знамя Труда» в Москве и завод в Луховицах, где вели выпуск самолетов МиГ-29 в одноместных вариантах). Это сказалось на перераспределении средств в пользу непосредственной коммерческой деятельности, связанной с поставками самолетов заказчикам, их обслуживанием и модернизацией, а финансирование перспективных разработок, к которым относился и проект 1.42, было поставлено в зависимость от успеха этой деятельности, поскольку шло из полученной от них прибыли. Также не способствовало рациональному распределению и использованию остающихся недостаточных для полномасштабных работ по открытым темам ресурсов включение в состав МАПО моторостроительного предприятия «Завод им. Климова» (Санкт-Петербург) и вертолетного ОКБ им. Камова (Ухтомский вертолетный завод, г. Москва).

 

В 1996 г. ОКБ им. Микояна передано в состав ГУП «Военно-промышленный комплекс МАПО».

 

1 марта 1997 г. Генеральный директор МАПО «МиГ» В. Кузьмин заявил, что самолет 1.44 мог бы начать летные испытания еще осенью 1996 г. за счет МАПО, однако не сказал, что же этому мешает.

 

В 1997 г. Генеральным директором и Генеральным конструктором АНПК «МиГ» был назначен М.В. Коржуев (ранее его деятельность была связана в основном не с самолетостроением, а с БРЭО авиационного назначения). Он стал осуществлять и общее руководство темой 1.42.

 

В 1998 г. Главным конструктором самолета был назначен Ю.П. Воротников (ранее был заместителем Главного конструктора самолета Г.А. Седова, который продолжал работать в ОКБ в должности советника генерального конструктора – к тому времени ему было уже 81 год, и обязанности на этой должности определяли слишком большие для такого возраста нагрузки).

 

В 1999 г. после бомбардировок Югославии авиацией НАТО с широким использованием ВТО со спутниковым наведением в РФ было принято решение о разработке такого вооружения. Им должен был быть оснащен и самолет 1.42, но программа его создания была закрыта раньше, чем в России появились первые образцы ВТО спутникового наведения.

 

  

 

1.44 (5.12, МФИ) комплекты агрегатов для статических, частотных и ресурсных испытаний. Производство 1-го комплекта начато опытным производством ММЗ «Зенит» в 1992 г. уже после распада СССР и закрытия госфинансирования темы за счет предприятия.

1.44 (5.12, МФИ, борт 01 синий, борт 144 синий) 1-й опытный, многофункциональный истребитель – самолет-демонстратор для I этапа летных испытаний. Первый опытный образец предназначался для проверки устойчивости и управляемости, а также общих систем самолета и строился со значительными упрощениями не только по комплектации, но и по планеру, что определило некоторую разницу в аэродинамике с утвержденным Заказчиком проектом 1.42:

• поскольку РЛС и др. боевые системы не были установлены, были изменены размеры и конструкция НЧФ (в частности, значительно уменьшена ее пластиковая часть, ее конструкция упрощена и не приспособлена к установке РЛС;
• крыло без наплыва крепится к ХЧФ примерно на половине ее высоты;
• сопряжение с фюзеляжем не интегральное, как на истребителях I – III поколений;
• большая часть панелей и интегральных агрегатов из КМ заменена металлическими;
• вооружение не установлено и отсеки под него не оборудованы;
• установлена необходимая в испытаниях КЗА, включающая специальные датчики определения полетных параметров (более точные, чем применяемые на серийных самолетах), а также системы записи и передачи снимаемой с них информации.

В то же время на самолете были уже установлены штатные ТРДДФ V поколения АЛ-41Ф (изд. 20) и по некоторым данным внедрена часть мер по снижению ЭПР.

Самолет предназначался для:

• проверки устойчивости и управляемости;
• испытаний силовой установки, систем управления и шасси;
• снятия части летных данных;
• оценки ЭПР.

в 1989 г. на ММЗ «Зенит» была начата постройка 1-го опытного самолета – демонстратора истребителя V поколения 1.44.

 

В начале 1994 г. агрегаты самолета были перевезены с территории ММЗ «Зенит» в Москве на ЛИДБ АНПК «МиГ» на аэродроме ЛИИ МАП в Раменском (Жуковский, Московская обл.). Там были завершены агрегатная сборка планера, силовой установки, шасси и частично системы управления.

 

В конце декабря 1994 г. самолет выполнил первую рулежку.

В июне 1995 г. в Париже на очередном Международном аэрокосмическом авиасалоне Ле-Бурже заместитель генерального конструктора АНПК «МиГ» А.А. Белосвет официально сообщил о существовании самолета и о планах его показа на Московском аэрокосмическом салоне МАКС-95, который должен был пройти 22 – 27 августа этого года, но показ был отменен по требованию МО РФ.

 

09.04.97 г. в США был сдан по производству 1-й самолет Lockheed – Martin GF-22A-1-LM Raptor  серии EMD для полномасштабных официальных испытаний, он совершил первый полет 07.09.97 г. и был передан на испытания ВВС на АвБ Райт-Паттерсон в ноябре 1997 г.

 

В середине 1997 г. ограничения на показ самолета 1.42 правительством РФ были отменены, но в наземной экспозиции МАКС-97 он выставлен не был, находясь под арестом из-за опоздания с оплатой ГИЗов НПО «Родина» и заводу «Гидромаш». Установка ПКИ на самолет не была еще завершена.

 

Во второй половине 1997 г. была завершена окончательная сборка самолета, установка полного комплекта общего оборудования, необходимого для выполнения простых полетов, и регулировка систем.

 

  

 

В 1998 г. началась окончательная наземная отработка самолета и его систем для допуска к летным испытаниям.

 

Осенью 1998 г. самолет был впервые показан для узкого круга членов правительства и военных.

 

12.01.99 г. на ЛИДБ АНПК «МиГ» на аэродроме ЛИИ МАП в Раменском состоялась первая публичная презентация самолета 1.44 для иностранных военных атташе и прессы. Ее проводили министр обороны РФ И. Сергеев, Главком ВВС и ПВО ген./п-к А. Корнуков, его зам ген./л-т Ю. Клишин, советник президента РФ по авиации Е. Шапошников, министр экономики А. Шаповальянц, глава РПЦ митрополит Кирилл.

В январе 1999 г. наземные испытания самолета возобновились, но по-прежнему шли нерегулярно из-за организационных и финансовых трудностей.

 

23 февраля 2000 г. началась подготовка самолета к первому полету.

 

29.02.2000 г. с 11:25 по 11:43 МСК на аэродроме ЛИИ МАП в Раменском летчик-испытатель Герой Российской Федерации В. Горбунов совершил первый полет продолжительностью 18 мин. на самолете 1.44. Он набрал высоту 1000 м, на скоростях 500…600 км/ч выполнил 2 круга над аэродромом ЛИИ и зашел на посадку. Отклонений от полетного задания не было.

27 апреля 2000 г. состоялся 2-й полет по программе ЗИ продолжительностью 22 минуты с подъемом на высоту до 2000 м.

 

В 2002 г. программа МФИ была закрыта и летные испытания самолета были прекращены в связи с изменением подходов к созданию фронтового истребителя в целом. Взамен МФИ была сформирована концепция «Перспективный авиационный комплекс фронтовой авиации» (ПАК ФА), на основании которой был создан самолет Т-50 – Су-57.

 

Но дальнейшие заводские испытания шли с невысокой интенсивностью и уже в начале 2000-х гг. были прекращены, т.к. было выдано задание на новый самолет ПАК‑ФА..

 

  

 

1.42 предполагавшийся серийный выпуска ГАЗиСО / НГАЗ Сокол, г. Горький / Нижний Новгород, многофункциональный фронтовой истребитель. Базовый вариант самолета является реально многоцелевым и должен вместе с самолетом ПАК-ФА заменить все типы фронтовых бомбардировщиков, истребителей и штурмовиков. Предполагается создание специализированных модификаций:

• фронтовой разведчик;
• палубный истребитель для замены Су-33.

 

В приобретении лицензии на выпуск самолета выразил заинтересованность Китай, однако вместо этого были предположительно приобретены результаты НИОКР по самолету, что было использовано в проекте собственного истребителя V поколения J‑20. Работы остановлены.

 

Программа разработки истребителя V поколения МФИ в СССР пришлась на трудное время политических перемен, которые привели не только к ломке экономической системы, но и к распаду страны. Это в частности затруднило сотрудничество с поставщиками необходимой для нее продукции и услуг (например, НИИ ПФМ, разрабатывавший и производивший ДПМ для опережающих испытаний критических режимов полета находился на ставшей независимой Украине). По политическим причинам финансирование ОПК было резко сокращено и в первую очередь это отразилось на таких программах как МФИ. Экономику это не оздоровило, благосостояние работников не улучшило, а ход их резко затормозило и в конечном итоге привело к полному провалу. Однако следует признать, что тактико-технические требования и как следствие ожидаемые данные построенных самолетов-демонстраторов МФИ 1.44 и С-37 не вполне соответствовали изменившимся на рубеже 1990-х гг. условиям, в которых оказались Российская Федерация, ее Вооруженные Силы в целом и ВВС и ПВО в частности.

 

Это несоответствие было исправлено в 2002 г. с принятием к исполнению новой программы создания истребителя V поколения ПАК ФА, результатом которой стал самолет Т-50 – Су-57, принятый на вооружение ВКС России и запущенный в серийное производство.

 

В этом самолете были не столько использованы достижения проектов 1.42 и С-37, сколько учтены их недостатки:

• сверхзвуковая крейсерская скорость должна быть настолько велика, чтобы окупать затраты на ее достижение;
• режимы сверхманевренности могут также использоваться не всегда, потому необходимо расширять ракурсы обзора прицельных систем, например, создавая многоантенные РЛС;
• аэродинамическое совершенство может дать более значимые преимущества, чем дорогостоящие технологии «стелс», которые все равно не обеспечивают универсальной защиты от всех средств обнаружения на всех ракурсах;
• число подвижных поверхностей управления и механизации крыла самолета 1.42 (16 с учетом двухсекционных предкрылков) слишком велико, можно достичь тех же и лучших результатов при меньшем их количестве (на Т-50 их 12), конструкция систем управления упростится, ЭПР снизится.

 

В то же время, опробованные на самолетах-демонстраторах технические решения (УВТ с помощью осесимметричных сопел, размещение вооружения в закрытых отсеках, оптоволоконные сети БРЭО и др.) себя оправдали и были использованы и в проекте Т-50 – Су-57

 

 

Подробные тактико-технические данные самолета смотрите в таблице ТТХ 1-42

 

Полные официальные сведения о боевых системах и вооружении самолета 1-42 до сих пор не раскрыты. Предполагаемые данные о составе бортового радиоэлектронного оборудования, применяемых средствах поражения, мерах по обеспечению живучести самолета и спасения летчика приведены в таблице БРЭО и АВ 1-42

 

Предполагаемые данные о вариантах подвески вооружения самолета приведены в таблице Подвеска 1-42

 

  

 

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. Агроник А. Эренбург Э. Развитие авиационных средств спасения М., Машиностроение, - 1990 г.
2. Багратинов В.А. Крылья России. М., ЭКСМО, - 2005 г.
3. Гаврилин Б. НИИ Приборостроения – лидер в разработке малогабаритных систем управления ракетами. // Военный парад, - май – июнь 1998 г.
4. 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.
5. Личный архив автора
6. Материалы Музея НИИ проблем физического моделирования закритических режимов полета
7. Материалы ЛИИ им. Громова, представленные на авиасалонах МАКС
8. Материалы НПО «Сатурн» им. А.М. Люльки, представленные на авиасалонах МАКС
9. Материалы ОКБ им. Микояна, представленные на авиасалонах МАКС
10. Щербаков А. К вопросу об истребителе пятого поколения // «Крылья Родины», № 2, -2006 г.
11. Butowski P. Lotnictwo wojskowe Rosji. T. 1. Warszawa, Lampart, - 1994
12. Gordon Ye. Nove Su I MiG. Przeglad Konsrtukcji Lotniczyh. Warszawa, Polska, Agencja Lotncja Altair, - 2000
13. Gordon Ye. Sukhoi S-37 and Mikoyan MFI. Russian Fifth-Generation Fighter Technology Demonstrators. Red Star Volume 1. Hinkley, UK, Midland Publishing, - 2001
14. Форум «Стелс-Машины» // http:www.paralay.com
15. http:www.com