Авиация и время 2014 05

В качестве силовой установки для «Карвера» хотели выбрать один из современных двухконтурных ТРД, например, французский М88. Но развал СССР внес в проект неожиданные коррективы. Искавшее зарубежных заказчиков Научно-производственное объединение им. В.Я. Климова предложило ЮАР свой двигатель РД-33. По поводу выбора силовой установки в недрах правительственной оружейной корпорации ЮАР возник жаркий конфликт между сторонниками использования российского двигателя и теми, кто слышать не хотел о сотрудничестве с бывшим заклятым врагом апартеида. Почти десятилетие развивалась эта история. НПО им. Климова разработало даже специальную модификацию своего двигателя под названием SMR-95. Его установили на «Мираж» F.1 № 214, который получил название «Супер Мираж» F.1. Проект выглядел многообещающим, но по ряду причин дальше испытаний дело не пошло. В 2001 г. НПО им. Климова и «Аэросюд» хотели поставить SMR-95 на «Читу». В Интернете ходит фотография такого истребителя, однако автор не располагает данными о практической реализации проекта, да и качество снимка заставляет усомниться в подлинности.

После прихода к власти Нельсона Манделы большая часть госбюджета ЮАР пошла на борьбу с последствиями апартеида. Все программы по созданию военной техники остановили, либо сократили до минимума. Приказал долго жить и проект «Карвер». Истребительную авиацию сократили до одной эскадрильи. На вооружении осталось только 28 «Чит», остальные были помещены на хранение, некоторые проданы.

В 2008 г. «Читы» сняли с вооружения. Им на смену пришли 26 многоцелевых истребителей JAS-39 Gripen. Однако ситуация в ВВС продолжала ухудшаться, т.к. происходило падение профессионального уровня технического персонала и летчиков. Причем число квалифицированных пилотов, способных летать на сверхзвуковой технике, стало стремительно уменьшаться. В 2005 г. их было 30, в 2008 -20, а в 2011 – всего 8. По оценкам бывших летчиков ЮАР, того уровня подготовки, который был у них на рубеже 1980- 90-х годов, в Южной Африке уже не будет никогда.

"Мираж» 5F из эскадрильи ЕС 3/13 « Овернь» ВВС Франции. Кольмар, 1972 г.

«Нешер» израильского аса Гиоры Эпштейна из 113-й эскадрильи ВВС Израиля. Октябрь 1973 г.

«Кфир» С.2 из 101 -й эскадрильи ВВС Израиля, 1976 г.

«Милан» S01 во время сравнительных испытаний в Швейцарии, 1972 г.

Этот самолет имеет богатую историю применения. Был выпущен в ноябре 1981 г., получил регистрацию СССР-42524 и передан в “Аэрофлот". В марте 1993 г. его регистрация была изменена на RA-42524. В составе “Аэрофлота” он находился до июля 1997 г., а затем сменил еще 8 авиакомпаний: “Быково Авиа", “Центр Авиа", иранскую Tehran AW (в этот период нес новую регистрацию ЕР-ТАК), Samara Airlines, KrasAir, “Авиапарад", “Иж Авиа” и KrasAvia, где эксплуатируется и поныне.

Як-42Д предназначен для эксплуатации на ближнемагистральных и местных воздушных линиях. Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий низкоплан, оснащенный тремя турбореактивными двигателями, один из которых установлен внутри хвостовой части фюзеляжа, а два других закреплены посредством пилонов на бортах фюзеляжа. Экипаж – два пилота, бортинженер и бортпроводники.

Фюзеляж типа полумонокок, круглого поперечного сечения. Диаметр фюзеляжа в регулярной зоне – 3,8 м, удлинение – 8,66. Фюзеляж герметичный, включает кабину экипажа и пассажирский салон с бытовыми помещениями. Салон рассчитан на 120 пассажирских мест, предусмотрена возможность его перекомпоновки в вариант на 104 места с салоном 1-го класса на 8 пассажиров. В хвостовой части фюзеляжа имеется люк с откидным трапом для входа в пассажирский салон. В носовой части по левому борту располагается передняя входная дверь, а по правому борту – служебная дверь. Кроме того в пассажирском салоне имеются шесть аварийных выходов: по одному типа I и два типа III с каждого борта. Под полом пассажирского салона находятся два багажно-грузовых отсека: передний (под 6 контейнеров АБК-0,725) и задний (под 2 таких контейнера). Грузовые люки находятся по правому борту. Над фюзеляжем перед килем располагается воздухозаборник установленного в фюзеляже среднего двигателя. Между этим двигателем и его воздухозаборником проходит S-образный воздушный канал.

Крыло самолета стреловидное, трапециевидной формы в плане с прямой задней кромкой в корневой части. Оно выполнено неразъемным и имеет аэродинамическую и геометрическую крутки. Угол стреловидности базовой трапеции крыла по линии 1/4 хорд равен 23°. Удлинение крыла – 7,6; угол его установки +3°; угол поперечного «V» равен нулю.

Конструкция крыла – двухлонжеронная, кессонного типа. Оно оснащено двухсекционными элеронами, которые выполнены с осевой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. Углы отклонения элеронов ±25°. Они снабжены триммерами и сервокомпенсаторами.

Крыло высокомеханизированное. Передняя кромка каждой консоли вдоль всего размаха оснащена предкрылком (6 секций) площадью 7,73 м г , а задняя (от борта до элерона) – двухщелевым закрылком (2 секции) площадью 15,73 м² . Закрылок – выдвижной с неподвижным дефлектором. Угол отклонения закрылка на взлете – 20°, на посадке – 45°. Угол отклонения предкрылка составляет 22°. На верхней поверхности консоли (перед внешней секцией закрылка) установлены 3 секции тормозных интерцепторов общей площадью 3,74 м г , которые автоматически выпускаются в момент касания земли колесами.

Хвостовое оперение Т-образное, стреловидное с переставным в полете стабилизатором. Площадь вертикального оперения – 23,29 м² , угол его стреловидности по линии 1/4 хорд равен 44,5°. Профиль ВО симметричный с относительной толщиной 11%. Углы отклонения руля направления ± 30°. PH снабжен триммером и серворулем. Площадь горизонтального оперения – 29,45 м² , угол его стреловидности по линии 1 /4 хорд равен 25". Профиль ГО перевернутый, двойной кривизны. Руль высоты отклоняется на 25" вверх и на 20" вниз. Он снабжен триммерами. Угол установки стабилизатора изменяется в пределах от +1° до – 12°.

Шасси трехопорное с носовой управляемой опорой, убираемое в полете. Носовая стойка – полурычажного типа, основные стойки – телескопические. Все стойки имеют жидкостно-газовые амортизаторы. Носовая опора – двухколесная, основные оснащены четырехколесными тележками. Колеса основные (КТ-141А) и носовые (КТ-151-2) одинакового размера – 930x305 мм, давление в пневматиках всех колес 10 кгс/см г . Основные колеса – тормозные, носовые снабжены системой подтормаживания при уборке. Предусмотрено раздельное управление тормозами колес правой и левой основных опор. Основные опоры убираются по направлению к оси самолета в крыло и фюзеляж, носовая – против полета в фюзеляж. В убранном положении опоры шасси полностью закрыты створками.