JIa-250- двухместный дальний барражирующий перехватчик конструкции С. А. Лавочкина-СССР, 1956 г.

Рис. 2.61. Истребитель-перехватчик JIa-250.

История создания. Предшественником самолета JIa-250 следует считать, по всей вероятности, сверхзвуковой истребитель-перехватчик JIa-190, снабженный турбореактивным двигателем AJ1-5 конструкции А. М. Люлька. Испытания самолета, закончившиеся в 1951 г., с одной стороны, показали перспективность применения некоторых новых технических решений (большого для того времени угла стреловидности крыла, равного 55°, новой схемы шасси и т.д.), однако, с другой стороны, вскрыли ряд недостатков (одним из которых являлась недоработка двигателя и связанная с ней недостаточная скорость полета 1190 км/ч), вследствие чего самолет Ла-190 не был запущен в серийное производство.

Дальнейшее развитие концепция сверхзвукового перехватчика получила в рамках проекта нового самолета-дальнего перехватчика Ла-250. В соответствии с тактико-техническими требованиями самолет должен был осуществлять барражирующие полеты на значительном удалении от места базирования или охраняемого объекта.

Работы по проектированию и созданию опытного образца были закончены в 1955 г. В этом же году состоялся первый вылет. Разработанная машина имела для своего времени внушительные размеры и полетную массу. Кроме того, с самого начала истребитель проектировался для использования только ракетного вооружения, что само по себе являлось новаторским решением (первые советские сверхзвуковые самолеты МиГ-19, МиГ-21, Су-7 имели смешанное пушечно-ракетное вооружение). Таким же решением можно считать применение полукруглых боковых сверхзвуковых воздухозаборников. Самолет был оборудован автоматизированной системой управления огнем, позволяющей производить пуск ракет по целям, находящимся на большом расстоянии вне зоны визуального наблюдения. Предполагалось также оборудовать самолет системой автоматического наведения на цель, включающейся в работу сразу же после взлета.

При проведении испытаний самолета в 1956 г. в одном из полетов возникла раскачка. Полет был прерван, и самолет совершил вынужденную посадку, повредив шасси, крыло и фюзеляж. Для устранения эффекта раскачки потребовалось доработать бортовую аппаратуру. Впоследствии были построены еще 3 опытных образца. Однако доводка самолета затянулась, и было принято решение о прекращении работ над ним.

Описание самолета. Ла-250 представляет собой среднеплан классической схемы с треугольным крылом и треугольным горизонтальным оперением. Крыло самолета с углом стреловидности по передней кромке 57° и относительной толщиной профиля около 6% выполнено по многолонжеронной схеме. С целью уменьшения поперечной устойчивости самолета крыло имеет отрицательный угол поперечного V, равный 5°. Передние и задние кромки крыла прямолинейные, причем задняя кромка имеет небольшую положительную стреловидность. Как и у большинства советских сверхзвуковых самолетов первого поколения, крыло Ла-250 не имеет конической или аэродинамической крутки.

Фюзеляж самолета круглого сечения в носовой и эллиптического в центральной и хвостовой частях выполнен в соответствии с правилом площадей. В носовой части, слегка отклоненной вниз для улучшения обзора при взлете и посадке, размещаются РЛС, отсек электрооборудования, кабина экипажа и ниша уборки передней стойки шасси. Благодаря применению боковых воздухозаборников за радиопрозрачным обтекателем в носовой части удалось разместить большого диаметра антенну радиолокационного прицела. Применение такой РЛС обеспечило большую дальность обнаружения цели и высокую разрешающую способность. Кабина экипажа с местами пилота и штурмана-оператора, расположенными друг за другом, оборудована катапультируемыми сиденьями и фонарем, значительно выступающим за обводы фюзеляжа. В средней части фюзеляжа находятся воздушные каналы, топливные баки, узлы крепления консолей крыла и ниши уборки главных стоек шасси. Хвостовая часть вместе с оперением-отъемная, что обеспечивает быстроту и удобство замены двигателей.

Рис. 2.62. Проекции истребителя-перехватчика Ла-250.

Для управления самолетом по тангажу используется управляемый стабилизатор треугольной формы, по крену-элероны, расположенные в концевых частях крыла, а по курсу – руль направления на киле большой площади, имеющем стреловидность по передней кромке 42°. Конструкция киля-двухлонжеронная, а плоскостей стабилизатора – однолонжеронная с подкосной балкой. В хвостовой части фюзеляжа под килем расположен контейнер тормозного парашюта. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик крыло самолета имеет закрылки, отклоняемые при взлете на 18°, а при посадке до 43°. На самолете использована гидравлическая система управления с необратимыми бустерами. Для повышения надежности гидросистема задублирована, а каждый гидроусилитель имеет две камеры питания, каждая из которых подключена к своей гидросистеме. Шасси самолета-трехстоечное, нормальной схемы. Передняя стойка со спаренными колесами убирается в фюзеляж назад, а главные стойки с одинарными колесами – вперед. Передняя стойка шасси имеет увеличенную длину, что при разбеге самолета обеспечивает увеличение угла атаки и подъемной силы крыла.

Двигательная установка. На самолете установлены два турбореактивных двигателя АЛ-7Ф конструкции A.M. Люлька. Воздухозаборники- боковые, сверхзвуковые, нерегулируемые с малогабаритными неподвижными полуконусами.

Вооружение. На самолете предполагалось подвешивать под крылом 2-4 ракеты класса воздух – воздух. Пушечного вооружения самолет не имеет.

Размах крыла, м 13

Длина, м 22

Высота, м 5,7

Максимальная взлетная масса, ?? 25000

Максимальная скорость, км/ч 2000

Потолок, м 16000