История конструкций самолетов в СССР 1951-1965 гг.

Як-27Р - разведчик, создан на основе истребителя Як-27. Опытную машину выпустили в 1957 г.

В соответствии с тактико-техническими требованиями самолет с двигателями РД-9Ф должен был развивать скорость 1400 км/ч, подниматься на высоту 17 000 м и находиться в воздухе до трех часов. Предусматривалась установка пушки калибра 23 мм с боекомплектом 50 патронов. Однако реализовать эти требования не удалось.

По приказу МАП от 20 декабря 1956 г. на Як-27 установила доработанное крыло и управляемый стабилизатор. Первый полет и заводские испытания провел летчик-испытатель В.Г. Мухин, Государственные испытания в НИИ ВВС проводились на двух первых серийных Як-27Р в период с сентября по октябрь 1958 г.

В ходе испытаний на машине # 01 была превышена максимальная скорость, что привело к возникновению реверса элеронов с выходом на перегрузку выше расчетной. Вследствие этого деформировалось крыло. На втором самолете, эталоне завода N 115, доработали межлонжеронную часть крыла, заменив между корневой нервюрой и нервюрой 21 дуралюминовую обшивку на стальную толщиной 4 мм. Кроме того, установили более жесткие законцовки, увеличившие размах крыла на 0,7 м, а также более тяжелые противофлаттерные грузы.

Крыло (аналогичное крылу бомбардировщика Як-26) - среднерасположенное, двухлонжеронное со стреловидностью 45# по линии фокусов. Набиралось из профилей ЦАГИ П-53 относительной толщиной 4,2 % у борта и ЦАГИ C-12C относительной толщиной 5,2 % у выступа по передней кромке крыла и 5 % на концах. На крыле навешивались закрылки и элероны с весовой и аэродинамической компенсацией, смещенные к оси фюзеляжа. На левом элероне имелся триммер, а на правом - отгибающаяся пластина ("нож"). Крыло имело поперечное V - 5# и угол установки + 1#.

Фюзеляж - полумонокок круглого сечения. На фонаре штурмана установлен приемник воздушного давления ПВД-7. Между кабинами штурмана и летчика располагался отсек с фотооборудованием, а за кабиной летчика - топливные баки.

Стреловидное оперение состояло из переставного стабилизатора с рулем высоты и киля с рулем направления. Изменение угла установки горизонтального оперения осуществлялось электроприводом траверсы механизма перестановки, являвшегося передним узлом крепления стабилизатора к килю. Рули высоты и направления имели аэродинамическую и весовую компенсацию. На нижней половине руля направления находился триммер, а на верхней - "нож".

Шасси - велосипедного типа. Передняя основная опора с колесом размером 600x155 мм и задняя опора с двойными тормозными колесами размером 880x230 мм убирались в фюзеляжные ниши назад по полету. Управление передним колесом было сблокировано с механизмом выпуска и уборки закрылков. При выпущенных закрылках углы разворота не превышали 12#, а при убранных - 45#. Крыльевые опоры с колесами убирались также назад по полету в специальные обтекатели, внутри которых имелись баллоны с сжатым воздухом и противофлаттерные грузы.

Силовая установка состояла из двух ТРД РД-9Ф, размещавшихся в гондолах двигателей под крылом. Топливо объемом 4665 л (3880 кг) находилось в пяти фюзеляжных мягких баках. Начиная с 14-й серии предусмотрена установка двух подвесных крыльевых баков вместимостью 1500 л.

В состав оборудования входили радиостанции: командная УКВ РСИУ-4В (или РСИУ-5В) и связная KB 1РСБ-70 с приемником УС-9ДМ, а также артиллерийская P-108; переговорное устройство СПУ-2 (или СПУ-7), радиокомпас АРК-5, станция защиты хвостовой части "Сирена-2", ответчик СРО-2, маркерный радиоприемник МРП-56Л, радиовысотомер РВ-У.

Высотное оборудование включало комплект кислородного оборудования ККО-1М и высотно-компенсирующие костюмы членов экипажа ВКК-2М.

Вооружение состояло из пушки НР-23, размещенной по правому борту, с боезапасом 150 патронов и коллиматорного прицела ПКИ. В блистере находился прицел-визир ПВ-2. Аэрофотоаппараты АФА-42 крепились на качающейся установке АКАФУ-ЗЗМ.

Система управления элеронами и рулем высоты - необратимая бустерная с пружинным механизмом загрузки. Управление триммерами - электромеханическое. Управление стабилизатором - гидравлическое, в аварийной ситуации - с помощью воздушной системы. Управление рулем направления - прямое, механическое.

Антиобледенительная система состояла из воздушно-тепловой системы для обогрева передних кромок крыла и обечаек воздухозаборного устройства (ВЗУ). Горячий воздух отбирался от одной из ступеней компрессора.

Ведущими по машине на этапе государственных испытаний были инженер О.В. Ямщикова, летчики-испытатели П.Н. Белясник и П.Ф. Кабрелев, штурманы-испытатели В.И. Волков и И.П. Сбоев. Летчики облета Б.М. Адрианов и С.А. Микоян.

Испытания показали, что характеристики самолета Як-27Р не соответствовали указанным в постановлении правительства. Не удовлетворяли заказчика и взлетно-посадочные характеристики. Жесткость крыла не соответствовала нормам прочности 1953 г., требовалось увеличить критическую скорость начала реверса элеронов.

В акте по результатам государственных испытаний отмечалось, что в полете были достигнуты скорость, соответствующая М = 1,37 на высоте 9500 м, и перегрузка 4 на высоте 4000 м, при этом деформаций планера не обнаружено. Там же говорилось, что "самолет во всем обследованном диапазоне скоростей горизонтального полета, набора высоты и планирования устойчив. "Ложка" наблюдается при М = 0,92...0,97 и парируется отклонением стабилизатора и руля высоты".

В 1958 г. был выпущен Як-27Р с бомбоприцелом РБП-3, автопилотом АП-28 и дистанционным астрокомпасом ДАК-И, предназначенный для отработки разведывательного оборудования самолета Як-28.

Проходили испытания Як-27Р с колесно-лыжным шасси и разведчик Як-27РН. В начале 1961 г. планировалась модернизация Як-27Р для ведения разведки ночью и с малых высот. Однако все работы в этом направлении прекратили в связи с проектированием более перспективного самолета Як-28Р.

В соответствии с распоряжением правительства от 2 июля 1958 г. Як-27Р запустили в серийное производство на Саратовском авиационном заводе.


Основные данные Як-27Р
Год выпуска 1957
Двигатель:
число 2
марка РД-9Ф
взлетная тяга, кгс 2x3850
Длина самолета, м 19
Крыло:
размах, м 11,72
Масса, кг:
пустого самолета 7560
топлива без ПБ 4670
полетная:
нормальная 11 700
перегрузочная 13633
Скорость, км/ч:
на высоте 1285
(м) 10000
посадочная 250
Время набора высоты, мин:
10000м 5,9
Потолок практический, м 16550
Дальность, км:
без подвесных баков 2450
Разбег, м 1300
Пробег, м 1200