Lavočkin 250/250A

Typ:  těžký přepadový stíhací letoun uzpůsobený pro činnost za všech meteorologických podmínek ve dne
i v noci

Určení:  obrana území státu, zejména důležitých průmyslových center, vojenských objektů, pozemních komunikací a komunikačních uzlů, před strategickými bombardovacími letouny protivníka

Historie:  Protože vzdušný raketový komplex PVO z dílny OKB-301 S.A. Lavočkina, který se sestával z čtyřmotorového podzvukového přepadového stíhače typu G-310 (modifikace strategického pístového bombardéru typu Tu-4 Bull z dílny A.N. Tupoleva), palubního střeleckého radiolokátoru typu D-500 a čtyř těžkých více než 1 t vážících PLŘS s povelovým navedením typu G-301 (iz.211), byl zcela nepraktickým a bezperspektivním prostředkem obrany státu před strategickými bombardovacími letouny protivníka, zmíněná konstrukční kancelář se ještě v průběhu prací na tomto průkopnickém zbraňovém komplexu z vlastní iniciativy pustila do vývoje jeho perspektivního nástupce. Zmíněný komplex PVO přitom vešel ve známost pod označením K-15 a jeho součástí se kromě dvoumotorového nadzvukového přepadového stíhače typu „250“ a dvou těžkých PLŘS s povelovým navedením typu iz.275 (K-15), které měly disponovat dosahem 15 km, stal též palubní střelecký radiolokátor typu K-15U a naváděcí systém typu Lazur. S oficiální zelenou se projekt vzdušného raketového komplexu PVO typu K-15 setkal dne 20. listopadu 1953. Do prací na toto téma se přitom zapojilo celkem jedenáct divizí MAP (Ministerstvo leteckého průmyslu) spolu s dalšími šesti konstrukčními kancelářemi podléhajícími pod vedení jiných ministerstev. Zatímco návrh vlastního letounu typu „250“, včetně jeho jediné zbraně v podobě PLŘS typu iz.275, připadl přímo OKB-301, vývoj naváděcího systému zmíněné střely byl svěřen institutu NII-2. Protože se OKB-301 kromě výše uvedeného stala též koordinátorem celého programu K-15, konstrukční tým této původně letecké konstrukční kanceláře se musel v neposlední řadě vypořádat též s integrací střeleckého radaru typu K-15U, který byl ale dílem jiné konstrukční kanceláře, do zbraňového systému letounu „250“. V původní projektové podobě, která spatřila světlo světa v létě roku 1953, se letoun typu „250“ z hlediska celkového uspořádání nápadně podobal podzvukovému letounu typu „200“, prvnímu těžkému přepadovému stíhači s instalací palubního radaru z dílny S.A. Lavočkina. Šlo tedy o rozměrný stroj s ocasními plochami uspořádanými do tvaru kříže a širokým kokpitem se sedadly obou členů posádky umístěnými vedle sebe. Zatímco střední část trupu letounu „250“ měla ukrývat instalaci pohonných jednotek v podobě dvou 10 000 kp proudových motorů typu Al-7 z dílny A.M. Ljulky, příď trupu tohoto stroje byla vyhrazena pro střelecký radiolokátor. Dle předběžných výpočtů měl letoun typu „250“ v této rané podobě disponovat rychlostí 1 600 km/h (ve výšce 12 000 m), dostupem 16 000 m a vytrvalostí (při cestovní rychlosti 1 000 km/h) 2,7 hod. Výstup na výšku 12 000 m mu pak neměl zabrat více než 2,5 až 3 minuty. Později byl ale projekt tohoto stroje přepracován pro nové pohonné jednotky v podobě 12 000 kp proudových motorů typu VK-9 z dílny V.J. Klimova. Díky jejich instalaci měl být přitom schopen ničit vzdušné cíle pohybující se ve výškách až do 20 000 m rychlostí až do 1 250 km/h. Zatímco operační rádius takto modifikovaného letounu typu „250“ měl činit 500 km, vytrvalost tohoto stroje byla spočtena na 2,7 hodin. Ve své konečné projektové podobě, která pocházela z července roku 1954, letoun typu „250“ již ale neměl s modelem „200“ pranic společného. Nyní byl totiž koncipován jako středoplošník s protáhlým štíhlým trupem, dvoumístnou tandemově uspořádanou pilotní kabinou, dvojicí postranních nadzvukových oválných lapačů vzduchu, instalací motorů v zádi, poměrně štíhlým křídlem s tvarem dvojité delty a konvenčními ocasními plochami sestávajícími se z jedné SOP a jedné plovoucí (nastavitelné) VOP. Protože aerodynamika postranních lapačů vzduchu nebyla tehdy v SSSR ještě plně prozkoumána, lapače vzduchu letounu „250“ byly řešeny jako pevné. Díky tomu vykazovaly značným aerodynamickým odporem, což sebou přinášelo znatelné omezení max. rychlosti. Příslušné technické zadání k letounu typu „250“ v této konečné podobě schvalovacím procesem prošlo ještě v září toho samého roku a mimo jiné obsahovalo též požadavek na rychlost 1 635 km/h (resp. 1 050 km/h v konfiguraci s vypnutým přídavným spalováním), operační dostup 16 000 m a dolet 1 852 km (resp. 2 480 km s PTB). Do prostoru nacházejícího se poblíž zvoleného cíle měl být přitom tento letoun naváděn pozemní naváděcí stanicí systému Vozduch-1 (prostřednictvím datalinku typu Lazur). Celá mise měla navíc probíhat v plně automatickém, popř. v poloautomatickém módu. Zatímco vyhledávací dosah palubního radaru letounu „250“ v podobě typu K-15U měl činit 30 až 40 km, požadavek na zaměřovací dosah zněl 18 až 20 km. Střely typu „iz.275“ měly být přitom přepravovány v tandemovém uspořádání v polozapoštěné poloze do břicha trupu. Pod křídlem letounu typu „250“ se zase měly nacházet závěsníky pro PTB. Do prací na prvním prototypu letounu „250“ se Lavočkinův experimentální závod č.301 pustil na počátku roku 1955. Krátce nato ale přišla pro celý program „250“ tvrdá rána v podobě ukončení vývojem proudového motoru typu VK-9. Protože Tehdy nebyla k dispozici žádná jiná pohonná jednotka, která by dokázala tak velkému a těžkému letounu, jakým byl typ „250“, zajistit požadované výkonnostní charakteristiky, celý projekt tohoto stroje nakonec model být zcela přepracován pro méně výkonné 10 000 kp proudové motory typu Al-7F. Náležitě zmenšený a odlehčený letoun typu „250“ vešel ve známost pod továrním kódem „250A“ a součástí jeho zbraňového systému se stal modifikovaný radiolokátor typu K-15M, který vykazoval nižší hmotností, a odlehčené PLŘS typu „iz.275A“. Zatímco střely se nyní umísťovaly na křídlení závěsníky, k břichu trupu bylo možné připevnit mohutnou konformní přídavnou palivovou nádrž s objemem 1 350 l. Ta přitom představovala kompenzaci za menší vnitřní zásobu paliva danou menšími celkovými rozměry draku. Změny se dotkly též rozmístěné avionického vybavení. Při letu ve výškách mezi 5 000 až 16 000 m měl být přitom letoun typu „250A“ schopen zneškodňovat vzdušné cíle pohybující se ve výškách až do 19 500 m rychlostí až do 1 200 km/h na vzdálenost 9 až 12 km útokem ze zadní i z přední polosféry. Práce na pokročilém projektu letounu „250A“, který nyní počítal s motory typu Al-7F-1, se podařilo završit v říjnu roku 1955. Schvalovacím procesem přitom projekt tohoto stroje prošel na počátku roku 1956. První prototyp, který brány prototypové dílny Lavočkinovi OKB-301 opustil dne 16. června 1956, byl jako jediný dokončen ve starší verzi „250“. Protože plánované pohonné jednotky v podobě proudových motorů typu Al-7F-1 tehdy ještě nebyly k dispozici, nakonec se tento stroj musel spokojit, stejně jako všechny následující prototypy z řady „250“, s méně výkonnými motory typu Al-7F, a to ještě v provedení bez přídavného spalování. Všechny motory typu Al-7F s plně funkčním přídavným spalováním byly totiž tehdy vyhrazeny pro OKB P.O. Suchoje. Na zkušební základnu Žukovskyj, domovskou základnu zkušebního institutu LII, byl jediný prototyp modelu „250“ dopraven po silnici. Do oblak se tento stroj poprvé vydal dne 16. července 1956. Tento první let jediného exempláře modelu „250“ byl ale zároveň jeho vůbec posledním. Krátce poté, co se odpoutal od vzletové dráhy, jej totiž začaly sužovat problémy s příčným kmitáním a samovolným klopením na pravobok. Pilot se proto rozhodl vzletový manévr okamžitě přerušit. Nouzové přistání se ale nepovedlo. Jediný exemplář letounu typu „250“ totiž tento svůj první let skončil nějakých 800 m za VPD, kde zcela podlehl požáru. Protože byla za příčinu zmíněné nehody stanovena nadměrná účinnost posilovačů řízení, systém řízení letounu typu „250“ následně, na základě výsledků simulací, které byly předtím realizovány na speciální pozemní zkušebně, doznal změn. Zatímco výše uvedený první letový prototyp vznikl, jak již bylo řečeno, v prostorách Lavočkinova experimentálního závodu č.301, kompletaci všech následujících prototypů tohoto přepadového stíhače, tří letových a dvou neletových, zajistil výrobní závod č.1 z Kujbyševa (ten se tehdy zabýval též produkcí frontových MiGů-17 Fresco A). Všechny tyto letouny již ale odpovídaly verzi „250A“. První letový prototyp letounu „250A“, který byl zároveň druhým letovým prototypem z řady „250“, vešel ve známost pod označením „250A-I“ a brány závodu č.1 opustil na jaře roku 1957. Po realizaci několika pozemních zážehů pohonných jednotek byl následně částečně rozebrán a naložen na vlak do Moskvy. Jeho opětnou kompletaci přitom zajistil závod č.301. Teprve až poté byl přepraven (v konfiguraci s demontovanou SOP), po silnici, do Žukovského. Pojížděcí zkoušky se rozeběhly měsíc nato. První let přitom následoval dne 12. července 1957. Zkušební program prototypu „250A-I“ ale již dne 28. listopadu toho samého roku předčasně ukončila nehoda, která se udála při přistání. Viníkem zmíněné nehody se přitom stalo hned několik faktorů, a to chyba pilota, špatné počasí a špatný výhled z pilotní kabiny. Za celou svou kariéru se tak letoun „250A-I“ dostal do vzduchu pouze 6 x. Všechny zmíněné lety přitom probíhaly v jednočlenném složení posádky a bez instalace střeleckého radaru. V přímé reakci nejen na nevyhovující výhled z pilotní kabiny konstrukce draku druhého letového prototypu letounu „250A“ (rudá 02), známého jako „250A-II“, doznal některých změn. Konkrétně tento stroj obdržel modifikovanou špici trupu v oblasti před pilotní kabinou se sklonem pod úhlem 6° směrem dolů a více protáhlé postranní lapače vzduchu. Změny se přitom dotkly též konstrukce podvozku a křidélek. Protože byl prototyp „250A-II“ vyhrazen pro zkoušky zaměřené na prověření stability a ovladatelnosti, postrádal, stejně jako všechny předchozí prototypy, instalaci radaru. Z Kujbyševa do Moskvy přitom tento stroj dorazil v lednu roku 1958. Letové zkoušky prototypu „250A-II“ se rozeběhly dnem 30. července toho samého roku. Vzhledem k tomu, že pohon tohoto stroje obstarávaly, stejně jako v případě předchozích dvou prototypů, slabší motory typu Al-7F, a to ještě v provedení bez komory přídavného spalování, jeho letovou obálku nebylo možné prověřit v plném rozsahu. Zatímco rychlost prototypu „250A-II“ nepřesahovala 1 080 km/h (M=0,98), operační letová výška tohoto stroje se pohybovala na hranici pouhých 13 300 m. Výstup na výšku 12 000 m mu pak zabral celých 5,4 min (na místo požadovaných 2,5 min). Ke dni 8. září roku 1958 tento stroj vykonal celkem 14 zkušebních letů. Poslední z nich byl ale, kuli závadě na hlavním podvozku, zakončen nepříliš vydařeným přistáním. Škody na draku byly naštěstí minimální. Po předchozí opravě mohl být proto opět navrácen zpět do provozu. Letové zkoušky prototypu „250A-II“ nicméně netrvaly dlouho. Již v roce 1959, po realizaci dalších dvou letů, byl totiž uzemněn. Další prototyp letounu „250A“ (rudá 03), který byl znám jako „250A-III“, zastával pouze roli pozemní zkušebny radaru typu K-15M. Naproti tomu čtvrtý a zároveň poslední letový prototyp letounu „250A“ (rudá 04), neboli „250A-IV“, instalaci radaru opět postrádal. Jelikož se součástí letových zkoušek prototypu „250A-IV“ měly stát též zkoušky zaměřené na prověření procesu odhozu podtrupové PTB, pod zádí trupu tohoto stroje se nacházela instalace filmové kamery. Protože se vývoj radiolokační stanice typu K-15M nacházel ve značném skluzu, mezitím se S.A. Lavočkin poohlídnul po vhodné alternativě. Tou se přitom stal méně výkonný střelecký radar typu Sokol-2. Protože ale tento typ radiolokační stanice vykazoval nedostatečným dosahem nato, aby mohl zajišťovat navádění střel typu „iz.275A“, současně byly zahájeny práce na méně výkonné „zmenšenině“ této zbraně v podobě modelu „iz.280“. Všechny komponenty vzdušného systému PVO typu K-15 v podobě letounu typu „250A“, radaru typu K-15M a PLŘS typu „iz.275A“ se podařilo ke zkouškám odevzdat teprve až v květnu roku 1958. Vzhledem k nedostupnosti plánovaného motoru typu Al-7F-1 a vytíženosti Lavočkinovi OKB-301 vývojem celé řady řízených střel, které měly vyšší prioritu, se ale započetí zkoušek tohoto zbraňového systému tehdy stále ještě nacházelo v nedohlednu. Mezitím se navíc do popředí zájmu GNAT (Státní výbor pro leteckou techniku) dostal vzdušný systém PVO typu Tu-28-80, který se sestával z přepadového stíhače typu Tu-128 (Fiddler) z dílny A.N. Tupoleva, čtyř PLŘS velkého dosahu s poloaktivním RL/pasivním IČ navedením typu K-80 (R-4) z dílny M.R. Bisnovata, palubního radaru typu Smerš (Big Nose) a naváděcího systému Lazur. Protože tento zbraňový systém vzdušný komplex PVO typu K-15 překonával prakticky ve všech parametrech a navíc letoun typu „250A“ bylo díky rychlým pokrokům ve vývoji strategických bombardovacích letounů (typ B-52 Stratofortress), které dosahovaly stále vyšších výkonů, a strategických okřídlených střel (typ Snark) již tehdy možné považovat za beznadějně morálně zastaralou techniku, krátce nato, dne 18. července 1959, nechalo GNAT veškeré další práce na téma K-15 s definitivní platností zastavit. Letoun typu „250A“ se tak stal historicky vůbec posledním stíhacím letounem z dílny slavné OKB S.A. Lavočkina. Veškeré vynaložené úsilí na vývoj celého komplexu K-15 ale i přesto nevyšlo zcela nazmar. Vzdušný komplex PVO typu K-15 byl totiž historicky vůbec prvním zbraňovým systém této kategorie sovětské konstrukce. Kromě toho šlo o první sovětský vzdušný zbraňový komplex, na jehož vývoji se podílela celá řada konstrukčních kanceláří z různých oborů. To vše totiž umožnilo sovětskému průmyslu nabýt cenné poznatky, které mohl následně zužitkovat při vývoji nejen výše uvedeného komplexu typu Tu-28-80. Tento na dálkovém nadzvukovém stíhači typu Tu-128 (Fiddler) vystavěný systém PVO se přitom stal operačně způsobilý v roce 1965. Do té doby se ale sovětská PVO musela při obraně odlehlých severních hranic SSSR plně spoléhat na poněkud archaické podzvukové pouze kanóny vyzbrojené dálkové přepadové stíhače typu Jak-25M (Flashlight A).

Popis (model 250A):  Těžký nadzvukový přepadový stíhací letoun pro každé počasí typu „250A“ byl řešen jako dvoumístný dvoumotorový celokovový středoplošník s křídlem s tvarem dvojité delty a klasicky uspořádanými ocasními plochami. Zatímco přední část trupu letounu „250A“, který byl navržen dle pravidla ploch, měla kruhový průřez, průřez zadní část trupu tohoto stroje v oblasti za nadzvukovými postranními lapači vzduchu pohonných jednotek měl podobu ležaté elipsy. Ogivální špice trupu v oblasti před pilotní kabinou ukrývala instalaci palubního radiolokátoru v podobě typu K-15M a vyznačovala se mírným sklonem (pod úhlem 6°) směrem dolů. Takto skloněnou špicí trupu byl ale opatřen až druhy prototyp („250A-II“). Důvodem této změny v konstrukci, která se stala standardem pro všechny následující prototypy tohoto letounu, se přitom stal nevyhovující výhled z kabiny pilota. Instalaci radaru typu K-15M zase obdržel pouze prototyp třetí („250A-III“). Potah špice trupu ostatních prototypů („250A-I“, „250A-II“ a „250A-IV“) byl proto zhotovena pouze z plechu. Přímo za prostorem s instalací radiolokátoru a dalšího avionického vybavení se nacházel dvoumístný tandemově uspořádaný kokpit s vystřelovací sedačkou pilota vpředu a vystřelovací sedačkou operátora radaru a navigátora v jedné osobě vzadu. Přímo pod podlahou kabiny posádky, která byla opatřena protáhlým polokapkovitým průzračným překrytem, se zase nacházela šachta příďového podvozku. Útroby celé střední partie trupu, v oblasti za kokpitem, vyplňovaly objemné palivové nádrže. Celková vnitřní zásoba paliva letounu „250A“ přitom činila 8 700 kg. Prostor s palivovými nádržemi pak z obou dvou stran obepínaly mohutné vzduchové kanály pohonných jednotek. Vlastní postranní lapače vzduchu, které měly průřez s tvarem na výšku postavené elipsy, se nacházely na úrovni zadního kokpitu. Postranní lapače vzduchu letounu „250A“ postrádaly jakoukoliv regulaci průřezu a vyznačovaly se výrazným odsazením od potahu boků trupu. To zamezovalo nasávání nežádoucí mezní vrstvy. Do jejich vnitřní stěny byly ale včleněny nevelké nepohyblivé půlkužely. Zadní část trupu pak ukrývala instalaci pohonných jednotek v podobě dvou proudových motorů typu Al-7F s max. tahem 6 850 / 8 950 kp s vypnutým / zapnutým přídavným spalováním. Motory, které byly vestavěny do draků všech dokončených prototypů letounu „250A“, ale přídavné spalování postrádaly. Sériové stroje nicméně počítaly s ještě silnějšími motory typu Al-7F-1. Zmíněné pohonné jednotky byly umístěny vedle sebe a využívaly trysky s měnitelným průřezem, které se nacházely na zádi trupu, přímo pod ocasními plochami. Středoplošně uspořádané křídlo letounu „250A“ mělo půdorys ve tvaru trojúhelníku (s mírně „useknutými“ konci) a bylo opatřeno náběžnou hranou s úhlem šípu 57°. Křídlo tohoto stroje se dále vyznačovalo mírným záporným vzepětím (-5°). Jeho mechanizace se přitom sestávala z jednodílných vztlakových klapek a jednodílných křidélek. Zatímco při vzletu byly tyto vztlakové klapky vychylovány pod úhlem 18°, úhel jejich vychýlení při přistání činil 43°. Ocasní plochy letounu „250A“ se sestávaly z jedné lichoběžníkové svislé plochy (SOP) s úhlem šípu náběžné hrany 42° a dvou plovoucích (nastavitelných) trojúhelníkových vodorovných plochy (VOP) s nevelkými vřetenovitými tělesy „anti-flutter“ závaží na náběžné hraně. Odtokovou hranu SOP téměř v celé výšce zaujímalo mohutné směrové kormidlo. Zatímco přímo pod směrovým kormidlem byl umístěn vřetenovitý kryt přistávacího padáku, dielektrická „špice“ SOP zastávala funkci krytu antény radiostanice. Vzletové a přistávací zařízení letounu „250A tvořil zatahovatelný tříbodový kolový podvozek příďového typu. Zatímco zdvojené kolo příďového podvozku se zasouvalo (po směru letu) do břicha přídě trupu, resp. pod podlahu kabiny posádky, jednoduchá kola hlavního podvozku se zatahovala (proti směru letu) do boků střední části trupu, v oblasti pod křídlem. Výzbroj letounu „250A“ se sestávala ze dvou PLŘS s povelovým navedením typu „iz.275A“. Jejich odpalovací lišty se přitom nacházely na pylonech, které byly umístěny pod náběžnou hranou křídla. Pod střední část trupu bylo zase možné umístit protáhlou vřetenovitou odhazovatelnou konformní přídavnou palivovou nádrž s objemem 1 350 l.

Verze:

250 – původní modifikace letounu „250“. Tento model počítal s motory typu VK-9, které měly vykazovat tahem po 12 000 kp s přídavným spalováním, a jeho zbraňový systém se měl sestávat z palubního radiolokátoru typu K-15U a dvou PLŘS typu „iz.275“. Pohon jediného dokončeného exempláře tohoto modelu, který se od vzletové dráhy poprvé odlepil dne 16. července 1956, ale obstarávaly méně výkonné 6 900 kp motory typu Al-7F.

250A – zmenšená a odlehčená modifikace letounu „250“. Tento model počítal s motory typu Al-7F-1, které měly vykazovat tahem po 10 000 kp s přídavným spalováním, a jeho zbraňový systém se měl sestávat z palubního radiolokátoru typu K-15M a dvou PLŘS typu „iz.275A“. Pohon všech tří letových prototypů tohoto modelu ale obstarávaly méně výkonné 6 900 kp motory typu Al-7F. První z nich se přitom od vzletové dráhy poprvé odlepil dne 12. července 1957.

Vyrobeno:  jeden letový prototyp modelu „250“ a tři letové prototypy modelu „250A“ („250A-I“, „250A-II“ a „250A-IV“, jeden neletový prototyp modelu „250A“ pro pozemní zkoušky palubního radaru („250A-III“) a jeden neletový prototyp modelu „250A“ pro statické zkoušky

Uživatelé:  žádní

 

Lavočkin 250A

 

Posádka:    pilot a navigátor/operátor zbraňových systémů

Pohon:       dva proudové motory typu Ljulka Al-7F (v provedení bez komory přídavného spalování) s max. tahem 6 850 kp (sériové stroje počítaly s dvojicí proudových motorů typu Ljulka Al-7F-1 s max. tahem 6 240 kp / 9 200 kp s vypnutým / zapnutým přídavným spalováním)

Radar:        střelecký impulsní dopplerovský radiolokátor typu K-15M s vyhledávacím dosahem 30 až 40 km, instalovaný uvnitř špice trupu (instalací tohoto zařízení byl opatřen pouze prototyp „250A-III“)

Výzbroj:     dvě PLŘS velkého dosahu s povelovým navedením typu „275A“, přepravované na pylonech nacházejících se pod křídlem (všechny dokončené prototypy nebyly vyzbrojeny)

 

 

TTD:     
Rozpětí křídla: 13,90 m 
Délka:   26,80 m
Výška: 6,60 m
Prázdná hmotnost: 18 968 kg
Max. vzletová hmotnost: 27 500 kg
Max. rychlost: 1 080* km/h
Praktický dostup:   13 300** m
Max. dolet:    2 000*** m

 

 

* 1 700 až 1 800 km/h (resp. 1 600 km/h v konfiguraci se dvěma PLŘS pod křídlem) s instalací motorů s přídavným spalováním

** 17 000 m s instalací motorů s přídavným spalováním

*** pouze vypočtený odhad

 

 

Poslední úpravy provedeny dne: 4.8.2013