Всепогодный перехватчик ПВО дальнего действия Лавочкин «200»

Поскольку идеологическими, политическими и / или экономическими методами в то время сделать это не представлялось возможным, ставка была сделана на военную силу. Однако по сухопутным войскам объединенные силы США и всех их союзников СССР уступали, флот мог действовать только на узких и второстепенных участках будущего фронта, было решено воспользоваться подавляющим преимуществом в стратегической авиации, вооруженной большим количеством тяжелых бомбардировщиков, в т.ч. носителей атомных бомб Boeing B-29 Superfortess.

 

 

Вслед за этими поршневыми самолетами средней дальности были созданы Boeing B-50 (также поршневой, но с повышенной дальностью), межконтинентальный Convair B-36 Peacemaker с поршневой, а затем комбинированной силовой установкой и реактивный бомбардировщик средней дальности Boeing B-47 Stratojet. Шло проектирование межконтинентального реактивного бомбардировщика Boeing B-52 Stratofortess.

 

В годы Великой Отечественной войны СССР не имел возможности и необходимости развивать сложные и дорогостоящие ночные / всепогодные перехватчики дальнего действия и вел лишь ограниченные работы в этой области. После Победы их пришлось ускорить – был создан поршневой перехватчик «104» (Ту-1 ОКБ-156 А.Н. Туполева), а затем реактивный И-212 ОКБ-21 С.М. Алексеева и Су-15 (самолет «П» – первый с таким обозначением). Но их данных все равно не хватало для уверенного перехвата таких самолетов, как В-47. Требовались реактивные скоростные и высотные перехватчики с большой дальностью полета и возможностью круглосуточного и всепогодного применения.

СССР, первый полет – 09.09.49 г

 

«200» (Ла-200) проект, всепогодный истребитель дальнего действия – перехватчик ПВО.

 

Первое распоряжение о создании реактивных перехватчиков дальнего действия было издано в СССР осенью 1946 г. и касалось в т.ч. и ОКБ-301 МАП Семена Алексеевича Лавочкина. Но в то время выполнено оно быть не могло, в т.ч. и потому, что не были сформированы требования к такому самолету.

 

В план опытного самолетостроения на 1947 г. включили разработку всепогодных перехватчиков с РЛС, обеспечивающих обнаружение В-29 на расстоянии не менее 12 км, но самолеты И-212 и Су-1 («П») не обладали достаточными для этого летными данными – с переходом на реактивную силовую установку увеличивались их скорость и высотность, что уменьшало время нахождения в зоне возможного перехвата при проходе вблизи аэродрома ПВО. Оба эти самолеты имели существенные компоновочные недостатки. Мало того, не были утверждены требования к самому классу дальних всепогодных перехватчиков ПВО.

 

В январе 1948 г. МО, МАП и МРП СССР совместно выпустили ТТТ и ТЗ на всепогодный перехватчик дальнего действия, оснащенный поисково-прицельной РЛС и имеющий запас топлива, достаточный для барражирования на охраняемом рубеже длительное время. Это было необходимо для обеспечения своевременного обнаружения и перехвата новых американских и английских реактивных бомбардировщиков – носителей ядерного оружия с улучшенной скоростью и высотностью на достаточном удалении от прикрываемого объекта. Расчет показывал, что такой перехват со взлетом с аэродрома по команде наземного поста ВНОС / РЛД невозможен, т.к. время на взлет, набор высоты, сближение и выход в точку атаки больше того, что тратит бомбардировщик на проход рубежа ПВО на боевой скорости.

 

Предварительные работы по всепогодным перехватчикам в ОКБ-301 Лавочкина были начаты в 1947 г., вскоре после того, как в ОКБ-155 А.И. Микояна и М.И. Гуревича началось проектирование подобного самолета И-320 (2-й с таким обозначением, самолет «Р»).

 

Рабочее проектирование шло с начала 1948 г.

 

 

Поскольку сжатые сроки и ограниченные материальные ресурсы не позволяли вести длительный поиск оптимальной схемы самолета, базой проекта была выбрана удачная аэродинамика самолетов Ла-15 и МиГ-15.

 

Основными путями достижения поставленных целей были:

• увеличение размерности самолета при недопущении значительного ухудшения аэродинамики и снижения удельных данных;
• оснащение самолета РЛС, улучшенными средствами радионавигации и связи, размещение на борту штурмана – оператора РЛС и др. БРЭО;
• повышение дальности и продолжительности полета за счет увеличения объема внутренних и введения подвесных баков;
• установки трех пушек Н-37 вместо НР-23 при сокращении их боезапаса до минимально необходимого на одну атаку.

Для достижения этого было необходимо увеличить тягу силовой установки, что определило дальнейшее развитие проекта.

 

Общие особенности конструкции, технологии производства и применяемые материалы:

• самолет выполнен по классической аэродинамической схеме и представляет собой среднеплан со стреловидным крылом и однокилевым стреловидным крестообразным (стабилизатор установлен на киле) оперением;
• в соответствии с новыми задачами и составом оборудования экипаж состоит из двух человек, см. ниже, для размещения дополнительного оборудования, увеличенного запаса топлива и вооружения размерность и вес самолета значительно увеличены (см. табл.);
• летчик – командир экипажа (далее – летчик), пилотирует самолет на всех режимах и ведет воздушный бой, включая прицеливание и стрельбу, может подменять штурмана-оператора и решать задачи навигации, выполнять поиск целей и поддерживать связь, пользуясь оборудованием на своих и общих приборных панелях;
• штурман – оператор РЛС (далее – штурман) решает задачи навигации, поддерживает радиосвязь, включает, настраивает и поддерживает настройки РЛС, изменяя их при необходимости, ведет поиск целей и дает соответствующие указания летчику, может подменять летчика, пилотируя самолет на всех режимах;
• поскольку самолет не предназначался для ведения маневренного воздушного боя, эксплуатационная перегрузка при расчетном боевом весе была ограничена;

• самолет строится по плазово-шаблонному методу сборки и увязки технологической оснастки, планер разбивается на агрегаты (крыло, фюзеляж, оперение), те – на отсеки, те – на панели (название условное, означает сборочную единицу, собираемую в отдельном стапеле), а панели состоят из сборочных единиц и деталей;
• нервюры ОЧК, оперения и рулевых поверхностей установлены под прямым углом к оси жесткости для уменьшения их веса;
• обшивка носков и межлонжеронных частей ОЧК и оперения, рулевых поверхностей и фюзеляжа кроме некоторых люков работающая;
• в силовой расчет консолей крыла, оперения и РП включена работа их носков на восприятие нормальных и касательных напряжений;
• основные части силового набора и обшивок, а также систем со средним и низким уровнем нагрузок выполняются из дюраля (в основном, Д16Т в листах, плитах, профилях и трубах), алюминиевых ковочных сплавов (в основном, АК4 в поковках, но сравнительно широко применена листовая и объемная горячая штамповка);
• высоконагруженные детали (в основном, стыковые узлы) из листов, плит, профилей, труб поковок и штамповок стали 30ХГСА, отливок 35ХГСЛ;
• слабонагруженные детали (в т.ч. систем) изготавливаются из алюминиевых сплавов АМЦ, АМГ, магниевых сплавов МЛ в тех же полуфабрикатах, но штамповка не применялась;
• все РП имеют 100% весовую компенсацию;
• передние кромки ВЗ, крыла и оперения имеют воздушно-тепловую ПОС (отбор воздуха от компрессора двигателя);
• все металлические детали планера имеют электрохимическое покрытие (в основном, анодирование для алюминиевых сплавов, химическое пассивирование для магниевых сплавов и нержавеющих сталей и кадмирование для обычных сталей, подверженные коррозии не нагретые детали и все детали систем, кроме изготовленных из нержавеющих сталей имеют многослойное ЛКП.

Силовая установка:

• первоначально рассматривались два двигателя РД-500 тягой по 1590 кгс в разных вариантах установки, но расчет показал, что соотношение расхода и соответственно запаса (веса) топлива с тягой недостаточно для получения достаточной тяговооруженности;
• на 2-м этапе проектирования силовой установки провели сравнение двух ее вариантов – один двигатель АЛ-5Ф (ТР-3А) тягой 4540 кгс в ХЧФ с удлинительной трубой или 2 меньших ТРД РД-45Ф тягой по 2270 кгс;
• окончательно с учетом технических характеристик и готовности двигателей к серийному производству был выбран вариант из двух ТРД ВК-1 (дальнейшее развитие РД-45Ф с увеличенной до 2700 кгс взлетной тягой), установленных друг за другом в сигарообразном фюзеляже без «редана», см. ниже;
• двигатель № 1 установлен в отсеке Ф2 НЧФ под углом +11 град. к СГФ так, что лишь незначительная часть удлинительной тубы с соплом выступает за нижний обрез фюзеляжа;
• двигатель № 2 установлен в отсеке Ф3 ХЧФ в плоскости СГФ;
• воздухозаборник нерегулируемый лобовой кольцевой с радиусными кромками и центральным телом в виде эллипсоида, в котором размещена антенна РЛС, общий на два двигателя, но  разделенный четырьмя перегородками на два отдельных канала;

• топливо размещается в двух кессон-баках крыла (это был один из первых советских самолетов с такими баками), в двух основных и одном расходном баках в фюзеляже (общий объем 2800 л по данным В. Шаврова) и в двух сбрасываемых ПТБ под средними частями ОЧК (общий объем 2240 л по данным В. Шаврова или 2000 л по И. Султанову);
• системы запуска, останова, управления, маслопитания стандартные.

Крыло:

• крыло набрано тонкими ламинарными профилями, стреловидность по линии ¼ хорд 40 град. (на 5 град. больше обычной принятой в то время в СССР) малого сужения и с малым отрицательным поперечным V;
• на крыле установлены две пары аэродинамических перегородок (гребней);
• крыло состоит из двух ОЧК, которые крепятся к силовым шпангоутам фюзеляжа;
• силовой набор ОЧК предположительно состоит из лонжеронов, стенок, стрингеров, кромочных профилей, а также нервюр и диафрагм (носков или неполных нервюр);
• крыло не имеет больших ниш, закрывающихся створками – только люки обслуживания малой площади;
• кессонная часть (бак) герметизируется внутришовно и поливом изнутри;
• на концах крыла установлены односекционные элероны;
• силовой набор элерона состоит из лонжерона, нервюр и кромочного пофиля;
• на каждом элероне установлен триммер-сервокомпенсатор;
• механизация крыла – односекционные закрылки;
• в ОЧК проложены коммуникации систем – топливной, электрической, гидравлической, управления самолетом и механизацией крыла;
• в конструкции ОЧК предусмотрено усиление для крепления пилона с балочным держателем для размещения под крылом дополнительных баков и вооружения.

 

Фюзеляж:

• имеет сигарообразную форму, круглые сечения которой нарушаются только обтекателем выступающей части удлинительной трубы с соплом двигателя № 1 фонарем кабины;
• состоит из трех отсеков, см. ниже;
• в отсеке Ф1 установлены воздухозаборник и антенна РЛС;
• в отсеке Ф2 установлены двигатель № 1 с его системами, фюзеляжные баки, кабина экипажа, блоки БРЭО, вооружение и шасси;
• в отсеке Ф3 установлены двигатель № 3 с его системами, ПОС оперения, тормозные щитки и их приводы;
• в фюзеляже проложены коммуникации систем – топливной, электрической, гидравлической, воздушной, кислородной, управления самолетом и механизацией крыла, шасси и вооружением;
• кабина экипажа герметичная, общая с размещением летчика и штурмана бок о бок (слева и справа соответственно);

• фонарь кабины экипажа состоит из козырька и сдвижной назад средней части и неподвижной задней части;
• козырек фонаря кабины экипажа состоит из каркаса, общего плоского лобового бронестекла (обогреваемого) и общего гнутого стекла;
• сдвижная часть фонаря кабины экипажа состоит из каркаса и двух секций из гнутого стекла;
• неподвижная задняя часть фонаря кабины экипажа состоит из каркаса и гнутого стекла;
• летчик и штурман размещены на катапультируемых креслах разработки ОКБ-301.

Оперение:

• оперение набрано симметричными ламинарными профилями, его относительная толщина меньше, чем у крыла, а стреловидность – больше;
• ГО установлено без поперечного V;
• состоит из основного ВО и ГО;
• ВО состоит из киля и РН;
• силовой набор киля состоит из трех лонжеронов (главный – средний), стрингеров и нервюр;
• в киле установлена часть блоков БРЭО, проходят коммуникации систем управления РВ и РН, триммерами РВ, проводка АНО и БРЭО;
• ГО состоит из стабилизатора и РВ;
• стабилизатор состоит из двух консолей, крепящихся к силовому набору киля жестко;
• конструкция консоли стабилизатора подобна негерметичной части ОЧК;
• РВ состоит из двух отдельных половин, соединенных только кинематикой системы управления;
• на каждой половине РВ установлен триммер-сервокомпенсатор;
• конструкция РВ и РН подобна элерону.

Система управления самолетом, механизацией крыла и тормозными щитками:

• состоит из независимых каналов тангажа; крена и курса;
• управление по тангажу и крену осуществляется РУС, по куру – педалями, регулируемыми под рост пилота;
• посты основного управления для летчика и штурмана отличаются размещением кнопок на РУС и некоторых узлов кинематики;
• во все каналы управления самолетом включены гидроусилители;
• вся проводка управления предположительно жесткая;
• управление закрылками и тормозными щитками – предположительно, гидравлическое.

Шасси:

• трехточечное с носовой опорой;
• все ниши шасси после уборки опор закрываются створками (герметичность исключает перетекание потоков воздуха по их контурам);
• ПОШ состоит из основной балки с ЖГА, вилки, крепящейся к штоку ЖГА со шлиц-шарниром, соединенным с его корпусом, цилиндра уборки-выпуска, который служит одновременно подкосом, шарниров навески ЖГА и цилиндра уборки-выпуска, нетормозного колеса, демпфера шимми и замков выпущенного и убранного положения с концевыми выключателями сигнализации их срабатывания;

• ПОШ убирается в нишу в отсеке Ф2 под двигателем № 1 назад с поворотом на 90 град.;
• силовая схема ООШ подобна ПОШ, но агрегаты отличаются размерами и расположением (цилиндр уборки-выпуска установлен перед ЖГА), на каждой ПОШ установлены бок о бок на Г-образной оси (вместо вилки на ПОШ) два тормозных колеса, демпфера шимми нет;
• ООШ убираются в ниши в нижней части отсека Ф2 за кабиной экипажа назад с поворотом вокруг оси корпуса ЖГА;
• основная система уборки и выпуска шасси гидравлическая;
• аварийная система выпуска шасси механическая (под действием веса опор);
• выпущенное и убранное положение шасси сигнализируется летчику лампами по закрытию / открытию замков;
• тормоза колес ООШ пневматические, управление ими – педалями курса.

Электрическая система:

• состоит из двух генераторов постоянного тока (на каждом двигателе), аккумуляторов типа 12А30, преобразователей (переменный ток для БРЭО), стабилизаторов напряжения и однопроводной сети кабелей с предохранителями и арматурой.

Гидравлическая система:

• состоит из гидробака, двух насосов (на каждом двигателе), гидроаккумуляторов и сети – трубопроводов с фильтрами, клапанами, кранами и арматурой.

Воздушная система:

• состоит из баллонов, компрессора и сети – трубопроводов с фильтрами, клапанами, кранами и арматурой.

Вооружение и боевые системы:

• обнаружение цели при отсутствии ее видимости выполняет оператор по данным одноантенной обзорно-прицельной РЛС «Торий-А»;

• после обнаружения цели штурман определяет ее государственную принадлежность с помощью радиолокационного запросчика «Магний-М»;

   и дает команду летчику на доворот на нее для выхода в атаку;

• после сближения и визуального обнаружения цели летчик выполняет прицеливание с помощью автоматического колиматорного прицела ПКИ;
• на самолете установлены три пушки Н-37 (в нижней части отсека Ф2 одна слева и две справа от ПСС) с боезапасом по 50 снарядов;
• для исключения поражения самолета огнем своей ПВО установлен радиолокационный ответчик системы определения государственной принадлежности «Барий-М», работающий с запросчиками, установленными на наземных РЛС и самолетах;
• список оборудования и вооружения самолета – см. табл.

Пилотажно-навигационное оборудование:

• обеспечивает взлет, навигацию в безориентирной местности и над морем, пилотирование самолета и его посадку ночью и в СМУ в пределах установленных ограничений.

Эскизный проект и натурный макет самолета прошли защиту успешно.

 

 

«200» № 1 (Ла-200) 1-й опытный, всепогодный истребитель дальнего действия – перехватчик ПВО.

Построен заводом № 301 в г. Химки в середине 1949 г. в частичной комплектации:

• не обеспечена подвеска дополнительных баков;
• вместо РЛС был установлен груз.

По результатам защиты проекта и выполненных к тому времени этапов статических прочностных испытаний самолет был допущен к полетам с ограничением по взлетному весу до 9910 кг.

 

 

9 сентября 1949 г. (по данным В. Шаврова и И. Султанова, по Е. Гордону – 16.09.49 г.) экипаж в составе летчика-испытателя С.Ф. Машковского и штурмана-испытателя А.Ф. Косарева выполнил на самолете «200» № 1 первый полет. К тому времени программа испытаний дальнего всепогодного перехватчика И-212 конструкции Алексеева была закрыта до 1-го полета, двухместный дальний всепогодный перехватчик конструкции Микояна и Гуревича И-320 совершил первый полет 16.04.1949 г.

 

На I этапе ЗИ было установлено:

• силовая установка и системы самолета работают нормально;
• самолет имеет нормальную устойчивость и управляемость на всех режимах, за исключением максимальных чисел М, когда усилия на ручке и педалях резко растут, возникает крен на правое крыло и самолет стремится развернуться вправо (такое явление уже было выявлено и на других реактивных самолетах и получило название «валежка»);
• данные скорости, скороподъемности и высотности достаточны, для достижения заданной дальности необходимо использовать ПТБ.

1 декабря 1949 г. самолет был возвращен на завод № 301, где были выполнены следующие доработки:

• установлена рабочая РЛС «Торий-А»;
• на элеронах установлены триммеры;
• доработаны гидравлические усилители системы управления самолетом.

Разрешенный взлетный вес был увеличен до 10205 кг.

 

 

13 января 1950 г. самолет был сдан на II этап испытаний, которые проходили на базе ЛИИ в Жуковском.

 

II этап ЗИ показал:

• увеличение взлетного веса не привело к падению летных данных с боевым весом;
• предпринятые меры не устранили «валежку» и самолет был подвергнут дальнейшим доработкам, в т.ч. угол установки правой ОЧК увеличен на +1,5 град, что «валежку» устранило (по отчету заводских испытателей).

В феврале 1950 г. начались полеты с включением РЛС – было проведено 6 перехватов цели (самолет Ли-2 на средних высотах) с обнаружением на дальности до 7 км, что было недостаточно для типовых тактических ситуаций перехвата скоростного и высотного бомбардировщика. Вопрос доработки РЛС «Торий» на том этапе решен не был.

 

После всех доработок заправка внутренних баков была ограничена с 2400 до 2295 кг, но с внедрением ПТБ общий запас топлива возрос до 4135 кг.

Также зимой или весной 1950 г. (точная дата доработки не известна) на самолет установили подфюзеляжный киль (гребень).

 

На двух этапах ЗИ было выполнено 40 полетов общей протяженностью 18 ч 33 мин. Хотя основные дефекты самолета были устранены, ГК НИИ ВВС самолет для проведения Государственных испытаний не принял. Возможной причиной тому была неготовность Института к ним как с организационной, так и с технической точки зрения.

 

Для ускоренного решения вопроса Главный конструктор Лавочкин обратился к заместителю председателя Совета Министров СССР Н.А. Булганину. Было решено проводить Совместные государственные испытания с использованием базы ЛИИ НКАП и организаций – участников разработки самолетов.

 

 

12 апреля 1950 г. самолет «200» № 1 был принят на этап «А» СГИ (ЛКИ, 13.04.50 г. был принят самолет И-320 Микояна и Гуревича). От НИИ ВВС в полетах на самолете «200» № 1 участвовали летчики-испытатели И.М. Дзюба, В.Г. Иванов, В.П. Трофимов.

 

3 мая 1951 г. этап «А» был завершен – был выполнен 31 полет, в которых выявлены дефекты:

• в крейсерском полете с приборной скоростью 650 км/ч при работе носового двигателя на полой тяге, а 2-го на малом газу наблюдается вибрация хвостовой части с оперением (такой режим документацией ОКБ предусмотрен не был);
• валежка до конца не устранена – наблюдается кренение на правое крыло при превышении приборной скорости 850 км/ч (близко к эксплуатационному ограничению);
• на больших скоростях наблюдается самопроизвольный выход закрылков в промежуточное положение из-за недостаточной жесткости их кинематики;
• при движении по ВПП штоки ЖГА ООШ подвержены разворачивающим нагрузкам, что ухудшает работу амортизации и устойчивость движения по ВПП;
• ненадежная работа радиостанции.

3 мая 1950 г. самолет был возвращен на завод № 301 для устранения указанных дефектов. Для выявления их причин вибраций ХЧФ летчики ОКБ-301 выполнили 24 полета, которые выявили следующее:

• при работе носового двигателя на полной тяге, а хвостового на малом газу в потоке, обтекающем НЧФ, возникают зоны разрежения, которые вызывают турбулизацию пограничного слоя;
• дросселирование заднего двигателя уменьшает эжекцию потока в сопле и его торможение.

Для устранения дефекта ХЧФ, ВО и установка заднего двигателя были доработаны:

• сделаны створки, автоматически открывающиеся при дросселировании заднего двигателя для выравнивания давления внутри и снаружи ХЧФ;
• переделан зализ в зоне сопряжения ХЧФ и киля;
• переделан экран вокруг удлинительной трубы заднего двигателя.

Дефект был устранен.

 

Для исследований явления валежки и самопроизвольного выхода закрылков на самолете установили две кинокамеры, которые дали картину явления, что позволило предпринять следующие доработки:

• крутильная жесткость крыла увеличена на 30% за счет усиления панелей обшивки установкой дополнительных стальных и дюралевых стрингеров (это потребовало и доработки нервюр, вес увеличился);
• жесткость закрылков увеличена;
• изменена установка замков убранного положения;
• на задних кромках крыла от корня до элеронов наклепали «ножи» – дюралевые пластины шириной 35 мм, которые по результатам испытаний отгибались так, чтобы добиться балансировки самолета по крену на больших скоростях (на малых на аэродинамику они не влияли);
• в канал управления элеронами включили вторую пару гидроусилителей (поскольку места под них в крыле не нашлось, их поставили в фюзеляже за креслами экипажа).

Доработкой дефект устранен.

 

Изменена конструкция ООШ: вместо двух колес 660х160Т установлено одно – 900х275Т (как на самолете И-320). Дефект шасси устранен.

Причиной отказов радиостанции был ее перегрев (блоки установлены близко от сопла переднего двигателя), дефект устранен введением системы их охлаждения забортным воздухом с регулированием температуры.

 

 

После внесения этих доработок самолет был принят ГК НИИ ВВС на этап «Б» СГИ (этап Заказчика).

 

С 29 июля по 16 сентября 1950 г. по его программе было выполнено 57 полетов (полученные ТТХ – см. табл.), которые показали следующее:

• по технике пилотирования самолет не сложнее существующих однодвигательных реактивных истребителей;
• в результате доработок максимальная скорость снизилась, но все еще превышает установленные требования;
• требуемая дальность 1500 км без ПТБ не достигается (получено 1025 км), но с ними – превышает (2000 км), а это ТТТ не запрещено.

Были выявлены дефекты, влияющие на безопасность полетов:

• отказ гидроусилителей управления в полете с умеренно длительными отрицательными перегрузками 25 августа 1950 г. в полете с отрицательными перегрузками, длившимися 15 с на приборной скорости 1082 км/ч (М=0,986), из-за последовавшего отказа гидроусилителей вместо правого виража самолет вошел в левую спираль, затем перешел в штопор с перегрузками до 5 ед., из которого его удалось вывести только выпуском тормозных щитков и совместными действиями рычагами управления летчика и штурмана (при отсутствии координации их движений катастрофа была бы неизбежна);
• вибрации в полете в ПТБ при М>0,82;
• вибрации при стрельбе из пушек на маневре с положительными перегрузками.

В 19 полетах на перехват с включением РЛС «Торий-А» было 3 отказа, приведших к срыву перехвата (это было лучше, чем на И-320), тем не менее, эта РЛС Государственных испытаний не выдержала. Вероятность перехвата поршневого бомбардировщика в СМУ и ночью в простой помеховой обстановке не превышала 60%.

 

В сентябре 1950 г., хотя отработка опытной серии этих РЛС продолжалась на ближних перехватчиках МиГ-15Пбис и ЛЛ на базе самолета Ли-2, в отношении самолетов «200» и И-320 было принято решение о замене РЛС «Торий-А» на новые типа «Коршун» (одноантенная) или «Изумруд» (двухантенная – с раздельными антеннами каналов обзора пространства и прицеливания). Руководство ОКБ-301 выбрало станцию «Коршун».

Для замены РЛС и устранения выявленных недостатков на самолете были сделаны доработки:

• изменено положение антенны РЛС – она размещена в новом обтекателе несимметричной и заостренной формы, установленном на верхней части ВЗ;

• блоки системы государственного опознавания «свой-чужой» «Магний-М» и «Барий-М» перенесены из закабинного отсека в НЧФ
• освобождение пространства в закабинном отсеке позволило увеличить объем баков на 250 л (однако согласно тексту книги [Gordon Ye. Lavochkin’s Last Jets. Red Star Volume 32. Hinkley, UK, Midland Publishing, - 2007] такая установка баков была сделана только в проекте, а на самолете внутренние баки остались без изменений, в то же время там же, но там же в таблице ТТХ указано увеличение веса топлива во внутренних баках на 259 кг, что требует дополнительно 300 л объема баков);
• в связи с новой установкой БРЭО полностью изменена конструкция НЧФ и каналов ВЗ – теперь они разделялись двумя наклонными перегородками, внутренний канал питал передний двигатель, внешние – задний (полеты показали, что это улучшило внешнюю и внутреннюю аэродинамику самолета и вибрации на всех режимах полета и работы силовой установки больше не наблюдались;

• для повышения эффективности управления по крену на крыле установлены спойлеры (интерцепторы), что потребовало доработки как ОЧК, так и систем – управления самолетом, гидравлической и электрической;
• сделан новый подфюзеляжный гребень с уменьшенной за счет высоты площадью;
• сделаны новые ПТБ с улучшенной аэродинамикой (их емкость увеличилась незначительно – на 36 кг);
• установлено дополнительное ракетное вооружение – 6 одиночных ПУ для неуправляемых ракет под крылом.

В результате доработок вес пустого самолета уменьшился, но из-за увеличения запаса топлива нормальный взлетный вес увеличился на 205 кг, а максимальный – на 255 кг. Полная длина самолета уменьшилась на 243 мм.

 

В конце января 1951 г. доработка самолета была завершена.

 

 

29 января 1951 г. доработанный самолет «200» № 1 совершил первый полет по новой программе ЗИ (по др. данным – на этап «А» – СГИ, полеты проходили), которая включала 114 полетов.

6 марта 1951 г. самолет был передан на ГИ в НИИ ВВС (этап Б – этап Заказчика, также проходил на а/д НИИ ВВС Чкаловская), приемка его завершена 13 марта 1951 г.

 

На этом этапе выполнено 129 полетов, в т.ч. около 60 полетов прошли в СМУ (нижняя кромка облаков не ниже 150 м, верхняя – не выше 9500 м), 12 полетов – ночью.

 

Было установлено, что основные дефекты, влияющие на безопасность полетов, устранены, по летно-техническим данным самолет установленным ТТТ соответствует, но РЛС «Коршун» также не обеспечивает достаточно высокой вероятности перехвата цели ночью и в СМУ. Тем не менее, был подготовлен проект постановления о серийном выпуске самолета, см. ниже.

Ла-17 предполагаемый серийный (1-й с таким обозначением), всепогодный истребитель дальнего действия – перехватчик ПВО.

 

23 мая 1951 г. был подготовлен проект Постановления СМ СССР о развертывании серийного производства самолета «200» с РЛС «Коршун» на заводе № 21 в г. Горький под обозначением Ла-17. Запуск серии планировался в ускоренном порядке и к концу 1951 г. требовалось сдать 50 самолетов.

 

Но этот проект принят к исполнению не был по причинам:

• невозможности доводки РЛС «Коршун»;
• внесения дальнейших изменений в конструкцию самолета «200» с целью увеличения дальности и продолжительности полета.

Во второй половине 1951 г. дальнейшие работы по самолету «200» № 1 с РЛС «Коршун» (Ла-17) были прекращены в пользу усовершенствованного проекта «200Б», см. продолжение.

Подробные тактико-технические данные самолета, состав оборудования и вооружения, цикловой график разработки, а также список источников, использованных в подготовке этого раздела Справочника, смотрите в продолжении статьи, где Вы узнаете о самолетах «200Б» и «200БФ»

 

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