Як-25

Необходимость в защите протяжённых границ Советского Союза требовало создания тяжёлого истребителя-перехватчика, который должен был иметь большую дальность полёта, высокую скорость и длительное нахождение в воздухе. Но создать такой самолёт до конца 1940-х годов не представлялось возможным. В 1951 году в ОКБ А. С. Яковлева, совместно с конструктором двигателей А. А. Микулиным, в инициативном порядке начали проектировать такой самолёт. Пока Микулин занимался разработкой реактивного двигателя, Яковлев стал разрабатывать под этот двигатель специальный самолёт, который мог бы осуществлять дальние перелёты.^[1]

В августе 1951 года вышло постановление Совета Министров СССР, в котором предписывалось создать и предъявить на испытания в августе 1952 года двухместный двухдвигательный барражирующий истребитель-перехватчик, и на базе его создать фронтовой разведчик, который следовало предъявить на испытания в октябре 1952 года.

19 июня 1952 года был выполнен первый полёт самолёта (изделие 120). Заводские испытания завершились в ноябре. Самолёт хорошо пилотировался и давал возможность пилотам совершать фигуры сложного пилотажа.^[1]

Государственные испытания самолёта проходили в ГК НИИ ВВС и продолжались более года. Несмотря на ряд замечаний госкомиссии было принято решение о запуске самолёта после доработок в серию под обозначением истребитель-перехватчик Як-25.^[1]

Первые поставки в войсковые части начались в конце 1954 года. ПВО регулярно использовала истребители Як-25 для сопровождения самолётов-разведчиков сил НАТО, осуществлявших полёты вдоль морских и сухопутных границ СССР. Эта «война без выстрелов» закончилась победой Як-25: провокационные полёты американских самолётов вглубь советской территории прекратились. В реальных боевых действиях самолёт не использовался ни разу.^[1]

Использовался для перехвата нарушителей границ и автоматических дрейфующих аэростатов (АДА). Одной из последних уничтоженных воздушных целей стал АДА, сбитый над Ярославлем экипажем Як-25 в составе командира майора Н. Ф. Волкова и лётчика-оператора капитана Н. Н. Вахрушева в июле 1968 года^[2].

Самолёт Як-25 нравился пилотам, он был лёгким в пилотировании и у него были хорошие взлётно-посадочные характеристики. Просторная кабина позволяла лётчику комфортно в ней расположиться, а дублирование управления в обеих кабинах облегчало работу пилотов при длительном полёте. Самолёт был удобен в обслуживании, все необходимые узлы, приборы и агрегаты были доступны. Техосмотр обычно выполнялся просто с земли. Минусом было то, что двигатели были расположены близко к земле, и при взлёте в двигатель попадали мелкие камни и мусор со взлётно-посадочной полосы. Это способствовало частым отказам двигателей.^[1]

Як-25 является первым советским барражирующим перехватчиком. К началу 1960 годов начался бурный прогресс сверхзвуковой реактивной авиации, и перехватчик Як-25 довольно быстро устарел. Но поскольку новые перехватчики имели меньшую продолжительность полёта, Як-25 продолжал активно использоваться. С 1963 года Як-25 стали выводить из состава боевых частей и отправлять на базы хранения. Последняя эскадрилья была снята с эксплуатации и поставлена на консервацию в 1968 году. В 1975—1977 годах все Як-25 были утилизированы. На вооружение в другие страны этот самолёт не поставлялся, а использовался исключительно в СССР.

Сегодня в России сохранились два экземпляра Як-25 — экспонаты музеев на Ходынке и в Монино.^[1]

Як-25 — среднеплан классической аэродинамической схемы. Аэродинамика самолёта рассчитана на длительное барражирование при высокой околозвуковой скорости полёта на высоте полёта не менее 14000 м. При изготовлении самолёта использовались конструкционные материалы: алюминиевые сплавы АК-4, АК-6, Д-16Т; листовые материалы АМГ, АМЦМ; для силовых деталей сталь 30ХГСА и др. Все крепёжные элементы (заклёпки, болты, винты), выходящие на аэродинамическую поверхность самолёта имеют потайные головки. Оборудование самолёта выбрано из расчёта круглосуточного, всепогодного и всеширотного применения с длительными полётами над безориентирной местностью.^[3]

Фюзеляж — полумонокок с работающей обшивкой диаметром 1,45 м и длиной 14,6 м, который имеет круглое сечение, носовая часть имеет форму эллипсоида, а хвостовая овал. Фюзеляж состоит из нескольких продольно стыкуемых отсеков и носового радиопрозрачного обтекателя: герметичный отсек радио-локационной станции (РЛС), отсек носовой опоры шасси, герметичная кабина экипажа, ниши пушек и отсеки боезапаса, топливные баки, отсек задней опоры шасси, в хвостовой части находятся кислородная система, основная часть блоков бортового радиоэлектронного оборудования, аккумуляторные батареи и др.^[3]

По верху фюзеляжа от фонаря кабины до форкиля проходит гаргрот, в котором проложены тяги управления, электрожгуты и трубопроводы. В задней части по бортам установлены два тормозных щитка с гидравлическим приводом. Конструктивно-силовая схема всех отсеков фюзеляжа это шпангоуты, стрингера и работающая обшивка. Силовой набор тормозного щитка — три лонжерона, нервюры и силовой короб в корневой части, соединённых силовой обшивкой. В фюзеляже имеется большое число люков для доступа к оборудованию и системам самолёта.^[3]

Экипаж (лётчик и оператор) размещаются тандемом в герметичной кабине вентиляционного типа, закрытой двухсекционным фонарем со сдвижной задней секцией. Сдвижная часть фонаря имеет пневматическое и резервное ручное открытие, а также устройство аварийного сброса в полёте. Спереди лётчик защищён бронестеклом козырька толщиной 105 мм и двумя стальными бронеплитами, по бокам дюралюминиевыми плитами. Также оба члена экипажа защищены стальными бронеспинками, бронезаголовниками. При возникновении аварийной ситуации предусмотрены катапультные кресла с раздельным катапультированием.^[3]

Крыло — свободнонесущее двухлонжеронное, стреловидное, трапециевидное в плане. Крыло состоит из двух консолей и центроплана, который конструктивно входит в состав фюзеляжа. Законцовки корневых частей крыла перпендикулярны плоскости симметрии самолёта. Силовой набор крыла включает два лонжерона, силовую подкосную балку, соединённую шарнирно с передним лонжероном, 36 нервюр, стрингеры и работающую обшивку. На концах крыла установлены обтекатели поддерживающих стоек шасси, одновременно являющихся противофлаттерными грузами. В крыле имеется достаточное количество люков для обслуживания находящихся в крыле систем.^[3]

Механизация крыла — элероны с внутренной аэродинамической компенсацией и щитки-закрылки с фиксированной осью вращения. Элероны односекционные, рас��оложены на концах крыльев и занимают примерно 30 % его размаха. Закрылки двухсекционные большой площади. Для предотвращения срыва потока на крыле установлена одна пара аэродинамических перегородок (гребней) по корневому сечению элеронов. В зоне закрылков крыло имеет обшивку только по верхней поверхности.^[3]

Хвостовое оперение — однокилевое, крестообразной схемы установленное на хвостовую часть фюзеляжа состоит из киля с форкилем, установленного на нём на половине высоты стабилизатора и подфюзеляжного гребня, повышающего эффективность вертикального оперения. Горизонтальное и вертикальное оперение имеют трапециевидную форму в плане со значительной стреловидностью.^[3]

Горизонтальное оперение — состоит из стабилизатора и руля высоты, каждый из этих агрегатов состоит из двух симметричных независимых половин. На каждой половине руля высоты установлен триммер. Силовой набор стабилизатора — два лонжерона, нервюры и стрингеры и работающая обшивка. Силовой набор руля высоты — лонжерон, нервюры, установленные перпендикулярно оси жёсткости и стрингеры.^[3]

Вертикальное оперение — состоит из киля и руля направления. Руль направления состоит из двух секций, секции разделены горизонтальным оперением. На нижней секции руля направления установлен триммер. Конструкция горизонтального и вертикального оперения подобна. Подфюзеляжный гребень представляет собой пустотелую выклейку из текстолита, усиленную полосой из алюминиевого сплава.^[3]

Шасси — двухстоечное велосипедной схемы с управляемой передней стойкой и дополнительными подкрыльевыми опорами. Колёса передней и подкрыльевых опор нетормозные, спаренные колёса основной опоры оснащены двухкамерными дисковыми тормозами с автоматами предотвращения юза. Передняя и задняя опора шасси убирается в нишу фюзеляжа назад. Поддерживающие опоры шасси убираются назад в ниши контейнеров противофлаттерных грузов на концах крыльев.^[3].

Силовая установка — два турбореактивных двигателя РД-5А с максимальной тягой 2600 кгс, расположенных в гондолах под крылом. Двигатель оснащён восьмиступенчатым осевым компрессором, кольцевой камерой сгорания, двухступенчатой турбиной и нерегулируемым соплом. Топливо размещено в четырёх мягких фюзеляжных баках общей ёмкостью 3445 л. Кроме того под фюзеляжем размещён подвесной сбрасываемый бак ёмкостью 685 л. На самолёте предусмотрен слив топлива в воздухе.^[3]

Система управления — самолёт имеет три независимых канала управления — по тангажу, крену и рысканию. Поста управления два — в кабинах лётчика и штурмана, оба могут управлять самолётом раздельно или совместно, что позволяет использовать самолёт в качестве учебно-тренировочного. Управление по тангажу и крену выполняются ручкой управления самолётом, а по курсу педалями. Проводка управления жёсткая, а исполнительные механизмы — гидравлические бустеры.^[3]

Вооружение — две пушки калибра 37 мм с суммарным боекомплектом сто снарядов. Прицеливание с помощью прицела, работающего совместно с РЛС. Перезарядка пушек пневматическая, управление огнём электромеханическое. Результаты стрельбы фиксируются фотопулемётом.^[3]

• Экипаж: 2 человека
• Длина: 15,67 м
• Размах крыла: 10,94 м
• Высота: 4,4 м
• Площадь крыла: 28,94 м²
• Масса пустого: 5675 кг
• Масса снаряжённого: 8675 кг
• Масса максимальная взлётная: 9450 кг
• Двигатели: 2 × ТРДД АМ-5

• Максимальная скорость: 1090 км/ч
• Дальность полёта с ПТБ: 2700 км
• Практический потолок: 15 200 м
• Скороподъёмность: 1800 м/мин

• Пушечное вооружение: 2 × 37-мм пушки Н-37Л
• Боекомплект: 2 × 50 снарядов

• Якубович Н. Барражирующий перехватчик. О самолёте Як-25 м его модификациях (рус.) // Крылья Родины. — М., 2000. — № 11. — С. 1—6. — ISSN 0130-2701.