Iak-141 în zbor cu ajutajul motorului principal în poziție orizontală. Se observă voleții de curbură ai bordului de atac (zona închisă în lungul bordului de atac), eleroanele și flapsurile (zonele închise în lungul bordului de fugă spre exterior și respectiv spre interior).

JAK-141 ing. Dănuț Vlad, desene Liviu Iliescu, comentarii foto și indicații desene Șerban Ionescu

În conceptul de utilizare al avionului ca armă a existat dintotdeauna un "călcâi al lui Ahile" și anume dependența de existența unei piste de decolare-aterizare, cu o suprafață relativ mare și ușor de scos din uz prin atacuri din aer, de la sol sau de pe mare.

De aceea unul din deziderate a fost realizarea zborului vertical. Primele autogire au fost realizate în anii '30, iar primele elicoptere în anii '40, ulterior cunoscând o dezvoltare uimitoare, atât din punctul de vedere al utilizării cât și al siguranței în funcționare. Dar elicopterele sunt capabile de a realiza viteze de zbor mici (sub 400 km/h) și sunt relativ ușor de doborât în lupte aeriene.

În paralel cu dezvoltarea aviației reactive, în anii '50-'60, mai multe țări au încercat realizarea unor aparate cu decolare și aterizare verticală, echipate cu motoare reactive și capabile de viteze mari.

La început au existat doar niște platforme zburătoare: Rolls Royce TMR (1953, M. Britanie), Turboflot (1958, URSS), apoi aparate experimentale Short SC-1 (1957, M. Britanie), Bell X-14 (SUA, 1957), iar în final prototipuri ale unor avioane de luptă cu decolare și aterizare verticală (DAV sau VTOL-Vertical Take-Off and Landing) P 1127 "Kestrel" (1960, M. Britanie), Dassault Balzac (Franța), Mirage III-V (Franța), VAK-191 (Germania), VJ-101 (Germania, SUA), IAK-36 (URSS).

Dintre acestea singurul care a ajuns să fie produs în serie a fost P 1127 Kestrel, într-o versiune ușor modificată Harrier.

În Uniunea Sovietică s-au realizat în anii '60 mai multe prototipuri de avioane reactive cu decolare și aterizare scurtă (MIG-21 DPD, Su-15 DPS, derivate din aparate de serie, dar echipate cu motoare de sustentație, Mikoian E 23-01 (MIG-23 PD, UVP, NATO: Faithless), însă primul studiu pentru un avion cu decolare și aterizare verticală a fost întreprins de către OKB A.S. Iakovlev. În 1960, acest birou de proiectări a realizat proiectul Iak-30V, derivat din avionul de antrenament IAK-30 (v. Modelism 2/96 pag.26), abandonat ulterior în favoarea unui proiect mai avansat Iak-36 (NATO: Freehand). Au fost realizate 2 prototipuri plus 2 celule ale acestui avion, primele zboruri au avut loc în 1963, ambele prototipuri fiind prezentate în zbor cu ocazia mitingului aviatic de la Domodedovo din 9 iulie 1967.

Datorită razei de acțiune și încărcăturii utile reduse, Iak-36 nu a depășit faza de prototip, însă a servit drept bază pentru Iak-36M (NATO: Forger), care a efectuat primul zbor pe 15.01.1971 și care între 1973 și 1988 a fost produs în 231 exemplare (Iak-36M și versiunea sa îmbunătățită Iak-38M) fiind singurul aparat DAV în afară de Harrier produs vreodată în serie.

Pornind de la experiența câștigată cu Iak-36M/Iak-38M, OKB Iakovlev a primit în 1975 sarcina realizării unui avion DAV supersonic de vânătoare ambarcat, capabil să utilizeze radarul și sistemul de arme ce erau concepute pentru MIG-29.

Proiectul a purtat denumirea de Izdelie (Produs) 48 sau Iak-41.

De la început a fost luată în considerație soluția unei instalații de propulsie compuse: motoare de sustentație + motor de marș cu tracțiune vectorială.

Primul studiu însă a fost o variație pe tema Iak-38 fără motoare de sustentație, alt studiu a avut motoarele de sustentație dispuse în fața cabinei, a existat și o variantă cu camera de postcombustie rectangulară. Un alt proiect propus în 1979 a fost o variantă a Iak-45 ce pierduse competiția cu proiectele MIG-29 și Su-27, cu motoarele dispuse pe aripă cu ajutaje rectangulare orientabile, cu aripă sus și cu ampenaj canard, iar motoarele de sustentație dispuse în fuzelajul central.

În 1980, OKB A.S. Iakovlev s-a reîntors la soluția inițială (motor de sustentație/marș de mare putere echipat cu postcombustie și motoare de sustentație).

Ca motor de marș a fost realizat Soiuz/Kobchenko R-79V-300 (Izdelie 79), capabil de o tracțiune maximă de 152 kN în zbor convențional și 122,6 kN în zbor vertical.

Ca motoare de sustentație au fost selectate 2 turboreactoare Ribinsk/Novikov RD-41 cu tracțiunea maximă de 40,21 kN.

Din considerente de echilibru, dată fiind tracțiunea mult mai mare în regim de decolare verticală a motorului R-79 (122,6 kN) față de tracțiunea celor 2 motoare RD-41 (80,4 kN), a fost necesar ca ajutajul motorului R-79 să fie dispus mult mai aproape de centrul de greutate al avionului. Inițial pentru R-79 s-a propus un ajutaj rectangular dar la care s-a renunțat datorită complicațiilor constructive.

Configurația finală a avionului a fost dezvoltată în jurul unui fuzelaj anterior similar cu cel al MIG-31 (E-155P, v. Modelism 1/93), cu prize de aer rectangulare, aripă sus cu săgeată de 30°, dar ampenajele și derivele montate în capătul a două grinzi ce se extindeau mult în spatele ajutajului reactiv al motorului de marș. Această soluție a creat probleme structuriștilor, dată fiind încărcarea aerodinamică pe aceste grinzi de coadă datorită derivelor și stabilizatoarelor.

Inițial se intenționa ca primul zbor al prototipului să aibă loc în 1982, dar problemele apărute în cursul punerii la punct al motorului de marș (al cărui ajutaj era compus din 3 segmente cu diametrul de 1,3 m, care se rotea în scopul devierii jetului la 95° pentru zborul vertical), a motoarelor de sustentație (al căror jet reactiv putea fi îndreptat 9° spre față și 17° spre înapoi), dezvoltarea unui sistem de comenzi fly-by-wire cu 3 canale și ale comenzilor integrate ale motorului au determinat în cele din urmă întârzieri în program.

La începutul anilor '80 marina sovietică a modificat cerințele inițiale de avion de interceptare pur, introducând și cerințe de capabilități de atac la sol.

În consecință proiectul inițial a fost modificat ca Iak-41M (Izdelie 48M).

OKB Iakovlev a fost autorizat să construiască 4 prototipuri ale Iak-41M: 48-0 pentru încercări statice; 48-1 (nr. bord 48) pentru încercări și punere la punct motoare pe banc; prototipurile de zbor 48-2 (nr.75) pentru punerea la punct a sistemului de comenzi fly-by-wire și a comenzilor integrale ale motorului, și în fine 48-3 (77) pentru încercări în zbor la viteză mică și în zbor la punct fix, punere la punct sisteme de armament.

Pentru fiecare din cele 2 prototipuri de zbor s-a experimentat câte un sistem de control comenzi reactive pentru control în zborul stationar. Prototipul "75" avea 2 ajutaje circulare dispuse în vârful grinzilor de coadă, iar "77" avea un ajutaj plat în dreptul botului.

Primele încercări de sol cu primul prototip de zbor ("75") au început în 1986, iar la 9 martie 1987 va fi executat primul zbor convențional (cu ajutorul motorului R-79 blocat în poziție de marș), de pe pista institutului de încercări în zbor (LII) de la Ramenskoe lângă Moscova având la comenzi pe pilotul șef al OKB Iakovlev, Andrei Sinitin.

Noul prototip a fost detectat de un satelit de recunoaștere american ce supraveghea zona centrului de la Ramenskoe, și i s-a atribuit avionului codificarea RAM-T, iar în nomenclatorul NATO denumirea "Freestyle". În ediția 1988 a anuarului "Soviet Military Power" editat de Pentagon este publicat un desen (artist impression) al avionului pe puntea noului portavion din clasa 65000 tone, "Tbilisi".

Datorită unor aparente probleme de finanțare, avionul va executa un al doilea zbor, tot convențional, pe 12.04.1989. În timpul zborurilor de încercare din lunile următoare s-a ajuns până la viteze maxime de 1400 km/h.

Una din problemele tehnice cel mai greu de depășit a fost obținerea unei combustii satisfăcătoare și modularea tracțiunii motorului R-79 când ajutajul era rotit în unghi drept (ajutajul trebuind să îndeplinească și condițiile de zbor supersonice).

Alte probleme au fost ridicate de pierderile de tracțiune și de temperaturile mari din motor datorate recirculării.

Jambele trenului de aterizare se aflau în apropierea jetului cu temperatura de 1000° când ajutajul se afla în poziție verticală. Capacele trenului de aterizare au fost astfel profilate încât să contribuie la diminuarea recirculației. O trapă dispusă în fața ajutajului împiedica însă în cea mai mare parte recirculația.

Din considerente de rezistență termică, folosirea postcombustie a fost limitată la maxim 2,5 min.

Primele zboruri la punct fix au avut loc pe 29.12.1989, iar primul zbor cu dubla tranziție pe 13.06.1990.

O mai mare importanță a fost acordată decolărilor și aterizărilor scurte. Zborurile au început cu 48-3 ("77") în primăvara 1991, cu ajutajul motorului R-79 inclinat la 65° poziție în care se plasa ajutajul până ce se atingea o viteză de 537 km/h după 18 sec. de la începerea rulajului sau era rotit la acest unghi după desprinderea verticală de platformă.

În termen de câteva luni, Iak-41 a efectuat 120 zboruri de pe o pistă betonată de 400 m, utilizând 30-100 m pentru decolare și cca. 240 m pentru aterizare.

Până în iunie 1991, cele două prototipuri de zbor au acumulat 240 ore de zbor și au atins o viteză maximă de M-1,7, inferior recordului anterior al Mirage II-V-02 (M=2.04 în anul 1966).

În cursul zborurilor de încercare s-au atins 12 recorduri FAI la clasa H III, pilot A. Sinitin, avionul fiind redenumit Iak-141.

Iak-141 în cursul unei aterizări clasice (se observă defilarea peisajului) înainte ca roata trenului secundar să atingă pista. De notat voleții de hipersustentație brăcați (voletul de curbură al bordului de atac și flapsul) și profundorul monobloc brăcat pozitiv.

Trenul principal al avionului Yak-141. Se observă forma trapelor și panoul de protecție posterior.

Tabloul de bord al aparatului Iak-141. De notat cele două mari oglinzi retrovizoare și aspectul clasic al bordului.

1. 11.04.1991 Timp urcare la 12000 m fără sarcină 116,5 sec. 2. 11.04.1991 Timp urcare la 12000 m cu 1 tonă sarcină = 116,5 sec. 3. 12.04.1991 Timp urcare la 3000 m cu 1 tonă sarcină = 62,4 sec. 4. 12.04.1991 Timp urcare la 6000 m cu 1 tonă sarcină = 74,37 sec. 5. 12.04.1991 Timp urcare la 9000 m cu 1 tonă sarcină = 89,09 sec. 6. 24.04.1991 Urcare la 2000 m cu sarcină 2507 kg 7. 25.04.1991 Plafon de zbor cu 1 tonă sarcină = 13115 m 8. 25.04.1991 Plafon de zbor cu 2 tone sarcină = 13115 m 9. 25.04.1991 Timp de urcare la 3 km cu 2 tone sarcină = 68,82 sec. 10. 25.04.1991 Timp de urcare la 6 km cu 2 tone sarcină = 88,88 sec. 11. 25.04.1991 Timp de urcare la 9 km cu 2 tone sarcină = 110,10 sec. 12. 25.04.1991 Timp de urcare la 12 km cu 2 tone sarcină = 130,64 sec.

Tot sub denumirea Iak-141, la saloanele de aviație Le Bourget 1991 și ILA '92 a fost prezentat un film video cu încercarea avionului.

În acea perioadă se făceau pregătiri pentru lansarea producției de serie la fabrica GAZ 475 din Smolensk, în speranța introducerii în dotarea marinei după 1993.

Cele două prototipuri au fost supuse unor încercări operaționale la bordul portavionului TAKR 1143,4 "Amiral Gorskov" (ex-"Baku") cu baza la Severomorsk, începând cu 26.09.1991, avioanele fiind pilotate de piloții A. Sinitin și Vladimir Iakimov. În ziua de 5 octombrie, în cursul manevrelor de aterizare, pilotul Iakimov a izbit prototipul 48-3 (77) de puntea portavionului, datorită unei viteze de coborâre prea mari de la înălțimea de 13 m, pe vreme rea. Ca rezultat al unui impact la suprasarcina de 7 g, jamba trenului de aterizare a cedat și a perforat un rezervor de combustibil din aripă. Pilotul Iakimov s-a catapultat.

În noiembrie 1991, se ia hotărârea opririi finanțării pentru program, în favoarea avionului ambarcat Su-27K (Su-33). Deși Iak-141 reprezenta o realizare tehnică remarcabilă, era inferior din punct de vedere viteză și rază de acțiune lui Su-27K. Datorită retragerii din uz a portavioanelor din clasa Kiev, cerințele pentru un avion din clasa Iak-141 nu își găseau rostul.

Totuși, OKB Iakovlev a căutat să găsească parteneri externi interesați în achiziționarea Iak-141. Prototipul 48-2 (75), retras de la zbor după 75 de ore, a fost readus în stare de aeronavigabilitate și a fost prezentat la sol și în zbor la Farnborough 1992, renumerotat "141" și pilotat de Vladimir Iakimov. Demonstrația de zbor a inclus doar decolări și aterizări convenționale, însă și zboruri de tranziție la și de la punct fix la o înălțime de 500 m. Eforturile în direcția găsirii unui partener care să investească în acest program sau a unui client (precum India), deși afirmate, nu par a se fi materializat. Totuși, Iakovlev a prezentat proiectul unei variante îmbunătățite a lui Iak-141, cu raza de acțiune și încărcătura utilă mărite și destinat a opera doar de pe piste terestre.

În ceea ce privește motorul R-79, fabrica Soyuz a construit 26 de motoare, din care 7 au fost utilizate în zbor pe cele două prototipuri, unde au însumat 300 h. O variantă îmbunătățită R-79M, cu tracțiunea maximă de 181,4 kN, era în probe la sfârșitul anului 1992.

OKB Iakovlev a dezvoltat în anii '80 și proiectul unei variante mult îmbunătățite Iak-43 (Izdelie 201), dezvoltată în jurul motorului NK-32 (ce echipează Tu-160, v. Modelism 4/95), proiect care ingloba și elemente de tehnologie de ultimă oră (capacități de "invizibilitate radar-stealth, armamentul dispus în nișe inglobate în structură ca la F-117, F-22).

Prototipul 48-3 (77) reparat după accident și revopsit și el cu nr. 141 a fost expus o vreme la muzeul de la Hodinka, lângă aeroportul Jukovski, apoi a fost demontat și depozitat la sediul din Moscova al OKB.

Prototipul 48-2 (75, ulterior 141) este încă la Hodinka, iar în august 1995 a fost expus la salonul aviatic de la Moscova (MASK '95).

Descriere tehnică:

Construcție: structura este realizată în principal din aliaje aluminiu-litiu, pentru unele componente ale aripilor și ampenajelor s-au utilizat materiale componente pe bază de fibre de carbon (26% din greutatea structurală).

Fuzelajul are o construcție semimonococă, partea posterioară se bifurcă în cele 2 grinzi de care se prind ampenajele. Partea interioară a grinzilor este confecționată din titaniu, pentru a putea rezista la temperaturile înalte ale jetului reactiv.

Aripa sus, cu diedru negativ, este echipată cu voleți de bord de atac și flapsuri la bordul de fugă. Săgeata la bordul de atac este de 30°, bordul de fugă este fără săgeată (în zona dinspre fuzelaj, a flapsului), iar secțiunea exterioară (a eleronului) are o săgeată ușoară, această secțiune fiind și pliabilă pentru utilizare pe portavion.

Ampenajele se compun din cele două stabilizatoare integral mobile și cele două derive inclinate spre exterior față de planul vertical, toate montate pe cele două grinzi.

Pentru stabilizarea avionului în zborul staționar au fost prevăzute comenzi cu jet în capetele de plan și în bot (48-3, vezi text) sau la vârful grinzilor (48-2).

Sistemul de propulsie se compune din motorul turbofan Soyuz/Kobcenko R-79V-300 cu tracțiunea de 152,1 kN cu postcombustie și 107,88 kN fără postcombustie, utilizat atât pentru marș cât și pentru sustentație.

Raport tracțiune/greutate în zborul vertical: 1,31/1.

Ajutajul reactiv are diametrul de 1,3 m poate fi orientat la 65° (decolare și aterizare scurtă) sau 95° (decolare și aterizare verticală) față de poziția de marș. Motorul este alimentat cu aer prin cele 2 prize de aer rectangulare, de mari dimensiuni, dispuse în spatele cabinei. Ca motoare de sustentație se folosesc 2 motoare turboreactoare Ribinsk/Novikov RD-41 montate în spatele cabinei cu o înclinare de 15° față de verticală, cu comandă digitală. Fiecare motor dezvoltă o tracțiune de 40,2 kN. Aerul necesar funcționării este asigurat prin deschiderea spre spate a trapei din spatele cabinei, iar jetul este evacuat prin partea inferioară a fuzelajului, prin deschiderea a două trape dreptunghiulare.

Instalația de combustibil se compune din rezervoarele interne cu capacitatea de 4400 kg și rezervorul auxiliar de 2000 l (1750 kg) sub fuzelaj.

Trenul de aterizare este triciclu escamotabil, cu frâne pe roțile principale. Roțile principale au dimensiunea 880x230 mm, iar roata anterioară 500x150 mm.

Pentru aterizare este folosită o parașută de frânare al cărei container este dispus deasupra ajutajului reactiv al motorului de marș.

Cabina este echipată (la avionul 48-2) cu aparatură de pilotaj clasică fără panouri caracteristice sistemelor de armament. Deoarece 48-3 (77) a fost prototipul utilizat pentru dezvoltarea sistemului de armament e posibil ca acesta să fie echipat cu astfel de aparatură (în unele fotografii se observă un HUD în cabină).

Sistemul de catapultare

Pentru salvarea pilotului în situații critice, avionul este echipat cu un scaun catapultabil Zvezda K-36LV de tip "O-0" (o versiune a scaunului de pe MIG-29, 31, SU-27, 30, 33, 35, 37, 25 etc.) acționat de sistemul de catapultare automat SK-EM, utilizat și pe Iak-38, ce se armează odată cu depășirea unghiului de înclinare de 30° de către ajutajul motorului de marș. Sistemul intră în funcțiune când se depășește un unghi de tangaj de +25° (botul sus) sau -20° (botul jos) și un unghi de ruliu de 30°.

Aparatură radioelectronică: 1 radiolocator Fazotron M-002 (S-41M), dezvoltat din Zhuk de pe MIG-29M.

Iak-141 în zbor staționar. Se observă ajutajul motorului principal orientat la 90°, panoul vertical care apără trenul, trapele inferioare ale celor două motoare de sustentație RD-41, trapa superioară a prizei de aer a motoarelor de sustentație, flapsurile brăcate în jos și micile ajutaje de control lateral în zbor staționar de la capetele grinzilor fuzelajului.

Iak-141 la sol, văzut din pupă. Se observă cele două grinzi ale fuzelajului și între ele ajutajul motorului principal, protejat de o husă. Deasupra lui este vizibil capătul containerului parașutei de frânare. Sunt de asemenea vizibile cele două ajutaje de control lateral de la capătul grinzilor fuzelajului.

Motorul R-79 cu ajutaj orientabil la 65° și 90°. Cele două inele ale canalului de postcombustie sunt rotite cu ajutorul unor servomotoare electrice. Acest motor furnizează și aerul comprimat destinat micilor ajutaje care asigură controlul în zbor staționar (la capătul aripilor pentru ruliu și la capătul grinzilor fuzelajului pentru control lateral).

Pentru avioanele de serie, cabina trebuia echipată cu HUD, displayuri multifuncționale, vizor pe cască. Avionul urma să fie echipat cu un telemetru/iluminator laser și sistem de navigație prin satelit (GPS).

Armament: intern un tun GS-301 cal. 30 mm, integrat sub priza de aer din stânga, cu o rezervă de 120 proiectile; extern 4 grinzi de acrosaj sub aripă pentru diferite variante de înarmarre, astfel:

• misiuni aer-aer: - 4 rachete R-77 (AA-12 Adder) - 4 rachete R-77 + 1 rezervor 2000 l (grinda de sub fuzelaj) - 2 rachete R-27E (AA-10 Alamo) (interior) + 2 rachete R-73E (AA-11 Archer) (exterior) + 1 rezervor

• misiuni aer-navă: - 2 rachete aer-suprafață H-35 + 2 rachete aer-aer R-73E + 1 rezervor 2000 l - 4 rachete aer-suprafață H-35A + 1 rezervor 2000 l - 4 rachete H-35P + 2 containere RVK-AE + 1 rezervor 2000 l

• misiuni aer-sol: - 6 bombe de 500 kg - 4 lansatoare proiectile reactive nedirijate cal. 87-240 mm + 1 rezervor 2000 l - 2 rachete aer-sol H-31P (NATO: AS-17 Krypton) + 2 rachete aer-aer RVV-AE (R-77, AA-12 Adder) + 1 rezervor 2000 l - 2 rachete aer-sol H-25MP (AS-12 Kegler) + 2 rachete aer-aer R-77 + 1 rezervor 2000 l - 4 containere tun UPK-23/250 + 1 rezervor 2000 l

Generic, avionului i se pot acrosa toate variantele rachetei R-27 (R, RE, T, ET, AE), lansatoare de proiectile S-8, S-13 și S-25, containere cu submunție KMG, bombe de aviație FAB-100, 250, 500 etc.

Performanțe:

Viteza maximă: - la nivelul mării: 1250 km/h - la 11000 m: 1800 km/h Numărul Mach maxim: 1,8 Viteza ascensională maximă: 250 m/s Plafon de serviciu: 15000 m Raza de acțiune, cu încărcătură 2000 kg și decolare scurtă (120 m rulaj): 690 km Distanța de zbor, cu decolare scurtă, cu 1000 kg încărcătură: - 1010 km la nivelul mării - 2100 km la înălțime 10000-12000 m Distanța de zbor fără acroșaje, decolare verticală: - 650 km la nivelul mării - 1400 km la 10000-12000 m Distanța maximă de zbor, cu decolare scurtă: - 1400 km (cu combustibil intern) - 2100 km (cu rezervoare suplimentare) Timp de urcare la 12000 m: 2 minute Rulaj cu încărcătură militară maximă: - la decolare: 120 m - la aterizare: 250 m

Avionul Yak-141. Se observă cupola cabinei care se deschide spre dreapta, trapa deschisă a prizei de aer a motoarelor de sustentație (în spatele cabinei sus), trapele inferioare ale motoarelor de sustentație (sub numărul alb), trapa de protecție a trenului (în poziție verticală înapoia roților trenului principal) și ajutajele mici pentru controlul lateral în zbor staționar (găurile vizibile la capătul grinzilor fuzelajului).

Dimensiuni: Anvergură: 10,105 m (5,9 m cu aripa pliată) Lungime totală: 18,36 m Înălțime: 4,985 m Ecartament: 3,00 m Ampatament: 6,945 m Anvergură stabilizator: 5,9 m Suprafață portantă: 31,7 m² Alungire aripă: 3,22 m

Greutăți: Greutate gol echipat: 11650 kg Greutate maximă acroșaje: - pentru decolare verticală: 1000 kg - pentru decolare scurtă: 2600 kg Greutate combustibil: intern 4400 kg, acrosat 1750 kg Greutatea maximă de decolare: verticală 15800 kg, scurtă 19500 kg Factor de suprasarcină cu 50% combustibil: 7 g

Reactorul de sustentație RD-41 cu ajutaj înclinabil

A și B - Jeturile motorului principal R-79 și ale motoarelor RD-41, care asig