Еврофайтер 2000
Англия, Германия, Италия, Испания
Многоцелевой истребитель
К середине 1960-х годов значительное удорожание новых авиационных военных программ резко понизило масштаб самостоятельных работ в этой области, проводимых в западноевропейских странах. Был принят курс на совместное создание новых боевых самолетов, свидетельством чему стала разработка истребителей-бомбардировщиков "Торнадо" и "Ягуар". Продолжением этого курса стали и совместные исследования нового истребителя, которые начались в западноевропейских странах с середины 1970-х годов. Формально этот самолет считают представителем истребителей пятого поколения, но по фактическому уровню заложенных в нем боевых возможностей его можно скорее отнести к поколению 4,5. 16 декабря 1983г. начальники штабов ВВС Великобритании, Франции, ФРГ, Италии и Испании подписали предварительное соглашение об основных требованиях к будущему истребителю FEFA (Future European Fighter Aircraft), который позднее получил сокращенное название EFA, а 11 октября 1984г. было подписано соглашение об уточненных требованиях. В июле 1985г. Франция, которая со времен генерала де Голля стремилась к автономности в области обороны, вышла из программы, приняв решение о самостоятельной разработке истребителя "Рафаль", а оставшиеся страны в августе-сентябре 1985г. заключили соглашение о совместной разработке и производстве самолета EFA со следующим долевым участием в общем объеме работ: Великобритания и ФРГ по 33%, Италия 21%, Испания 13%. Были утверждены следующие основные характеристики самолета EFA: масса пустого снаряженного самолета 9,75 т, тяга одного двигателя 90 кН (9180 кгс), площадь крыла 50 кв.м. Ставилась задача оптимизации самолета для обеспечения ПВО, но требовалась и возможность выполнения ударных операций (второстепенное назначение). Для разработки самолета авиастроительные фирмы ВАе (Великобритания), МВВ и Дорнье (ФРГ), Аэриталия (позднее Аления, Италия) и CASA (Испания) в июне 1986г. образовали консорциум Еврофайтер с правлением в Мюнхене, для разработки двигателя EJ200 в августе 1986г. был образован консорциум Евроджет Энджинз, в состав которого вошли фирмы Роллс-Ройс (Великобритания, доля участия 33%), MTU (ФРГ, 33%),Фиат-Авио (Италия, 21%) и ITP (Испания, 13%). В феврале 1987г. при НАТО было организовано управление NEFMA по руководству программой западноевропейского истребителя).
Совместные проектные работы по самолету были начаты в июле 1984г., а 23 ноября 1988г. с отставанием на 11 месяцев от ранее намеченного графика управление NEFMA выдало консорциумам Еврофайтер и Евроджет контракты общей стоимостью 6 млрд ф.ст. (около 10,5 млрд долл.) на разработку планера самолета, его систем и двигателя. При разработке EFA использовался ряд технических усовершенствований, отработанных на экспериментальном самолете ЕАР. Предполагалось построить восемь опытных самолетов, но в начале 1991г. общее число планируемых опытных самолетов было уменьшено до семи при общем объеме летных испытаний 4500 ч.
Первый полет первого опытного самолета EFA P.01, строившегося на заводе германской фирмы МВВ, планировался согласно последним планам на март 1992г., контракт на серийное производство предполагалось заключить к середине 1994г. с началом серийного выпуска в 1997г. и поступлением первых серийных самолетов в эксплуатацию в 1997-1998гг. Однако первый полет опытного EFA в 1992г. так и не состоялся, а в июне 1992г. правительство Германии отказалось от участия в серийном производстве самолета, предложив вместо этого создать проект более легкого и дешевого самолета. Программа истребителя EFA оказалась под угрозой полного прекращения и, таким образом, этот самолет стал одной из первых "жертв" резкого изменения геополитической обстановки после распада СССР: основными причинами решения Германии было понижение военной угрозы после исчезновения СССР, а также недостаток средств в связи с большими расходами, вызванными объединением ГДР и ФРГ. Однако в декабре 1992г. Англия, ФРГ, Италия и Испания приняли решение о продолжении работ по перспективному истребителю EFA, но в упрощенном варианте по сравнению с исходным самолетом. Такое решение вызвано главным образом стремлением сохранить рабочие места (около 40 тыс. мест в Англии и 20 тыс. - в ФРГ) и поддержать высокий уровень авиационной промышленности Западной Европы. Новый вариант истребителя, получивший название "Еврофайтер"2000, должен иметь на 12-30% меньшую стоимость по сравнению с исходным и будет разрабатываться более медленными темпами со сдвигом срока поступления на вооружение на 2000г. ФРГ, которая согласилась продолжить финансирование НИОКР, решение об участии в серийном производстве самолета должна принять в 1995г.
На самолете "Еврофайтер"2000 предполагается оставить в основном неизменными планер, кабину и двигатели с некоторым снижением допустимого времени полета на максимальной скорости и ухудшением ВПХ. Основные модификации коснутся оборудования. Предлагается отказаться от оптоэлектронной станции переднего обзора, понизить уровень характеристик РЛС и системы РЭБ, ликвидировать защиту от воздействия электромагнитного импульса. В частности, РЛС сможет сопровождать лишь четыре цели одновременно (вместо 10 в РЛС ECR90, предусматриваемой для исходного самолета). К 1990г. предусматривалась постройка 765 серийных самолетов для четырех стран-участниц программы: по 250 для ВВС Великобритании и ФРГ, 165 для Италии и 100 для Испании. Из общего числа около 15% самолетов должны были быть двухместными учебно-тренировочными. Однако к 1991г. предполагаемая программа выпуска была уменьшена до 630. Англия предполагает закупить истребители "Еврофайтер"2000для замены самолетов F-4 "Фантом" и "Ягуар", ФРГ - для замены самолетов "Фантом", Италия - для замены самолетов F-104 "Старфайтер", Испания - для замены самолетов "Мираж"F-1. Ожидаются и поставки на экспорт. Общая стоимость программы в 1990г. оценивалась в 20 млрд ф.ст. (35,6 млрд долл.).
Фирма ВАе несет ответственность за проектирование и производство передней части фюзеляжа и ПГО, фирма МВВ (совместно с Дорнье) - центральной части фюзеляжа и киля, фирмы Аэриталия и CASA - хвостовой части фюзеляжа; крыло должно производиться совместно фирмами ВАе, Аэриталия и CASA. Окончательная сборка самолетов будет осуществляться на четырех сборочных линиях (по одной в каждой стране-участнице) с темпом 7-10 самолетов в месяц. Определяющими факторами при проектировании исходного EFA считались требования высокой угловой скорости разворота при до- и сверхзвуковых скоростях и высокой удельной избыточной мощности. Ожидалось, что использование треугольного крыла, ПГО, статически неустойчивой компоновки и электродистанционной системы управления обеспечит увеличение подъемной силы на 30% и уменьшение сопротивления самолета EFA на 35% по сравнению с обычным самолетом.
Одной из основных особенностей разработки исходного EFA являлся одинаковый уровень приоритетности требований к его летным характеристикам, автономности при выполнении боевого задания, выживаемости, надежности и эксплуатационно-ремонт- ной технологичности. Требуются коэффициент интенсивности отказов 0,4 на 1000 ч полета (в сравнении с 0,79 у самолета Панавиа "Торнадо" и 1,012 у самолета F/A-18), трудоемкость техобслуживания не более 9 чел.-ч на 1 ч полета; 50% всех отказов должны устраняться в течение 45 мин, а 95% - в течение 3 ч; бригада из 4 чел. должна быть способна заменить двигатель за 45 мин (полное время с момента выхода бригады для проведения работ до момента возвращения). На самолете предполагалось применить некоторые усовершенствования для уменьшения радиолокационной заметности.
В 1990г. фирма ВАе выдвинула идею создания палубного варианта самолета EFA с использованием техники усовершенствованного самолета короткого взлета и вертикальной посадки ASTOVL Предложена установка на самолете гибридного двигателя с отклоняемым вектором тяги Роллс-Ройс RB571, объединяющего технические особенности двигателей Евроджет EJ200 и подъемно-маршевого ТРДД "Пегас". Ниже дается описание исходного самолета EFA по схеме, проектировавшейся до середины 1992г.
КОНСТРУКЦИЯ. Самолет одноместный, схемы "утка" с цельноповоротным среднерасположенным передним горизонтальным оперением (ПГО), низкорасположенным треугольным крылом и однокилевым вертикальным оперением. Расчетный ресурс конструкции 6000 ч. Стреловидность крыла по передней кромке 53 град, удлинение 2,2. Механизация крыла включает по одной секции флаперонов (внешние поверхности) и зависающих элевонов (внутренние поверхности) и по две секции отклоняемых носков на каждой консоли.
Фюзеляж типа полумонокок, с гаргротом. Броня кабины должна защищать летчика от поражения огнем из стрелкового оружия малого и среднего калибра. Цельноформованный бескаркасный выступающий фонарь обеспечивает улучшенный обзор из кабины. Ручка управления с центральным расположением, катапультируемое кресло Мартин-Бейкер Mkl6A обеспечивает аварийное покидание самолета на стоянке, угол наклона спинки 18 град (от использования кресла с большим углом наклона спинки было решено отказаться в связи с ухудшением при этом обзора назад, необходимостью установки при этом боковой ручки управления и более высокого расположения индикаторов на приборной доске). Сверху за кабиной расположен воздушный тормоз. Вначале предполагалось установить цельноповоротный киль, но от него впоследствии отказались в пользу неподвижного киля большей площади с рулем направления. В корневой части киля предусмотрен воздухозаборник теплообменника. Площадь ПГО 2,40 кв.м.
Объем применения КМ в конструкции самолета EFA больше, чем на самолете ЕАР. Предполагалось, что доля (по массе) материалов в конструкции самолета EFA составит: углепластик - 40% (65% по площади изготовленных из углепластика панелей), алюминиево-литиевый сплав "Литаль"А (Al-Li 8090) - 19%, титановые сплавы - 12%. В дальнейшем возможно применение усовершенствованных алюминиево-литиевых сплавов, например, "Литаль"В. Из углепластика изготовлена обшивка крыла и ПГО (за исключением отклоняемых носков крыла, носков и хвостовой части ПГО, контейнеров на концах крыла, которые выполнены из алюминиево-литиевого сплава), фюзеляжа (за исключением зализов стыка крыла с фюзеляжем из алюминиево-литиевого сплава, носового обтекателя РЛС из стеклопластика, окаймления фонаря кабины из магниевого сплава и обшивки в зоне сопел двигателей из титанового сплава) и киля (за исключением носка и руля направления из алюминиево-литиевого сплава и законцовок из степлопластика).
Шасси трехопорное с одноколесными стойками. Управляемая передняя стойка убирается вперед, основные стойки - в направлении фюзеляжа. Конструкция шасси и пневматиков оптимизирована для действий с грубо отремонтированных ВПП и для посадки без выравнивания. Имеется тормозной парашют.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. Первые два опытных самолета EFA предполагалось снабдить двигателями Турбо-Унион RB199-122 (2x71,2 кН, 2x7260 кгс). Силовая установка остальных самолетов состоит из двух двигателей EJ200, расположенных в хвостовой части фюзеляжа. EJ.200 - двухвальный ТРДДФ с нерегулируемым ВНА, трехступенчатым компрессором низкого давления и пятиступенчатым компрессором высокого давления, одноступенчатыми турбинами низкого и высокого давления, с сужающимся-расширяющимся (вместо планировавшегося вначале сужающегося) соплом. Используются монокристаллические турбинные лопатки, всережимная цифровоая система управления, диски из порошковых материалов, щеточные уплотнения и встроенная система диагностирования. При изготовлении неподвижных частей двигателя широко используются КМ. Камера сгорания с термоизолирующим покрытием из керамического материала. Масса двигателя около 900 кг, полная степень повышения давления превышает 25, степень двухконтурности около 0,4.
Фирма Роллс-Ройс взяла на себя разработку камеры сгорания, турбины высокого давления и промежуточного корпуса и принимает участие в разработке других компонентов двигателя, фирма MTU несет ответственность за создание компрессоров низкого и высокого давления, а также цифровой системы управления двигателем с полной ответственностью и системы диагностирования и контроля технического состояния двигателя, фирма Фиат - турбины низкого давления, вала каскада низкого давления, форсажной камеры, коробки привода агрегатов и маслосистемы, ITP несет ответственность за разработку сужающегося-расширяющегося сопла, удлинительной трубы, выходного диффузора и корпуса наружного контура двигателя.
По достигнутым характеристикам разработка двигателя осуществляется с опережением намеченного графика на полтора года. К середине 1991г. были исследованы 98% области форсированных режимов работы и 100% области нефорсированных режимов. Был достигнут требуемый удельный расход топлива на максимале. Один из первых демонстрационных образцов двигателя прошел испытания, соответствующие по объему 500 ч налета в боевых условиях и включающие 8600 циклов перемещений РУД с режима малого газа на режим полной тяги, в том числе 2900 включений форсажной камеры.
Вместо предусмотренного вначале прямоугольного, а затем полукруглого воздухозаборника установлен подфюзеляжный воздухозаборник с криволинейной нижней кромкой и прямоугольными боковыми кромками ("улыбающийся" воздухозаборник). Воздухозаборник разделен перегородкой на два канала (для подвода воздуха к каждому двигателю), имеет неподвижную верхнюю панель и отклоняемую нижнюю панель. Имеется ВСУ. Топливо размещается в протестированных баках в фюзеляже, крыле и киле. На центральном подфюзеляжном и двух подкрыльных узлах могут подвешиваться топливные баки: до двух емкостью по 1000 л и один на 1500 л. Предусмотрено использование системы дозаправки топливом в полете.
ОБЩЕСАМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ. Система управления полетом цифровая квадруплексная постоянно действующая электродистанционная адаптивная, не имеет резервной механической проводки и обеспечивает искусственную устойчивость самолета, безопасное пилотирование на предельных режимах (имеются автоматы защиты от выхода на критические режимы), ослабление воздействия порывов ветра и высокую маневренность на установившихся режимах. Ручка управления SSICA разрабатывается фирмой GEC Эвионикс. Для повышения переносимости летчиком перегрузок предполагалось применить улучшенный плотноприлегающий ВКК с уменьшенным временем наддува, кислородную систему с регулированием по парциальному давлению кислорода.
ЦЕЛЕВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. Система управления вооружением включает многорежимную импульсно-доплеровскую РЛС ECR90 (разрабатываемую консорциумом Еврорадар, в состав которого входят английская фирма GEC-Ферранти, германская Телефункен, итальянская FIAR и испанская INISEL) с программируемым процессоров сигналов, обеспечивающим быструю смену режимов работы, и полной выходной мощностью на трех основных режимах работы (для увеличения дальности обнаружения целей и слежения за ними) и ИК систему переднего обзора. РЛС имеет плоскую антенную решетку с механическим сканированием и оптимизирована, главным образом, для режима воздух-воздух. Она может сопровождать 10 целей одновременно. Должны быть обеспечены возможность поражения целей на всех ракурсах, в свободном пространстве и на фоне подстилающей поверхности, высокая помехозащищенность в условиях применения противником средств РЭП. Предполагалось использовать инерциальную навигационную систему с кольцевыми лазерными гироскопами, нашлемный прицел, аппаратуру анализа, опознавания (NIS) и определения приоритета угрожающих средств нападения противника, вычислитель области возможного применения вооружения, вычислитель оборонительных и наступательных маневров. ИК система контейнерного типа должна устанавливаться на левом подфюзеляжном узле. Фирма Маркони исследовала навигационную систему ТТА (Total Terrain Avionics) с использованием цифровой карты местности для обхода наземных препятствий при полете на малых высотах.
Оборонительная подсистема DASS (Defensive Avionics Subsystem) рассчитана на обеспечение операций в условиях Центральной Европы при большом насыщении зоны боевых действий средствами ПВО противника. DASS обеспечивает объединение и оценку данных от приемников радиолокационного и лазерного излучения и других датчиков, а также автоматическое включение необходимых активных и пассивных средств защиты и предупреждения летчика о наиболее опасной угрозе. Контейнеры с аппаратурой РЭП расположены на концах консолей крыла. Подсистема разрабатывается консорциумом Eurodass, в который входят GEC-Маркони, Электроника и INISEL в соответствии с начальным контрактом стоимостью 200 млн ф.ст., выданным 20 января 1992г. В кабине установлены три многофункциональных цветных индикатора на ЭЛТ, способных отражать цифровую карту местности. Предусмотрено речевое управление только системами, некритическими по условиям безопасности полета (например, связным оборудованием, системой отображения карты местности, но не системами выпуска и уборки шасси и управления огнем). Используется широкоугольный ИЛС фирмы GEC Эвионикс, способный отображать информацию от ИК обзорной системы. Все подсистемы связаны цифровой шиной данных STANAG 3910 с использованием языка "Ада".
ВООРУЖЕНИЕ. Встроенная пушка Маузер калибром 27 мм установлена в корневой части правого полукрыла. Внешняя нагрузка размещается на 13 узлах подвески (по четыре узла под каждой консолью крыла и пять подфюзеляжных узлов). Типичный комплект вооружения при выполнении задачи ПВО должен включать шесть УР AIM-120 (четыре в полуутопленном положении под фюзеляжем и две на подкрыльных узлах) для поражения целей за пределами визуальной видимости и две УР с ИК ГСН для ближнего воздушного боя. Возможна подвеска оружия класса воздух-земля.
РАСЧЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ самолета EFA
РАЗМЕРЫ. Размах крыла 10,50 м; длина самолета 14,50 м; высота самолета 4,00 м; площадь крыла 50,0 кв.м.
ДВИГАТЕЛИ. Число и тип 2 ТРДДФ Евроджет EJ200; статическая форсированная/нефорсированная тяга 2x90,0/2x60,0 кН (2x9180/2x6120 кгс).
МАССЫ И НАГРУЗКИ, кг максимальная взлетная масса 21000; масса пустого самолета 9750; запас топлива во внутренних баках 4000; расчетная масса нагрузки на внешних узлах 6500.
ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ (расчетные): максимальное число М установившегося полета 2,0; взлетная и посадочная дистанции с полной заправкой топливных баков, двумя УР AIM-120 и двумя УР ближнего боя 500 м; расчетный боевой радиус действия 465-555 км; максимальные эксплуатационные перегрузки с полным запасом топлива и двумя УР AIM-120 +9/-3; ЭПР около 2 кв.м.