Suchoj Su-47 (‘Firkin’) / S-37 Berkut

Typ:  technologický demonstrátor těžkého víceúčelového bojového letounu 5. generace

Určení:  prověření letových vlastností, stability a ovladatelnosti letounu s hlavní nosnou plochou se záporným úhlem šípu náběžné hrany, technologií snižujících zjistitelnost (stealth) a nových palubních systémů a osvojení nových konstrukčních materiálů

Historie:  Odpovědí ze strany SSSR na americký program těžkého přepadového stíhacího letounu 5. generace ATF, ze kterého později vzešel typ Lockheed F-22 Raptor, se stal program I-90. Zmíněný program byl spuštěn na konci roku 1979 a oficiálně schválen dva roky nato. Dle zadání se měl přitom tento nástupce stíhacích letounů 4. generace řady MiG-29 (Fulcrum) a Su-27 (Flanker) vyznačovat, obdobně jako jeho západní protějšek v podobě letounu typu F-22 Raptor, vysokou obratností, schopností letu nadzvukovou rychlostí bez zapnutého přídavného spalování (supercruise) a maximálně potlačenou IČ emisí a efektivní radiolokační odrazovou plochou (stealth). Kromě toho mělo jít o dvoumotorový stroj. Dvoumotorové letouny totiž vykazují vyšší odolností v boji, neboť jsou schopny pokračovat v letu i v případě výpadku jednoho motoru. Přestože byla zpracováním projektu stíhacího letounu 5. generace oficiálně pověřena pouze OKB-51 P.O. Suchoje a OKB-155 A.I. Mikojana a M.I. Gurjeviče, později se do zmíněného výběrového řízení z vlastní iniciativy přihlásila též OKB-115 A.S. Jakovleva. Suchojova OKB ale účast na programu stíhacího letounu 5. generace typu I-90 nejprve odmítla. Tehdejší vedení této konstrukční kanceláře totiž zastávalo názor, že pro stíhací letoun 4. generace typu Su-27 (Flanker B), jehož produkce právě tehdy nabíhala, nebude existovat plnohodnotný protějšek nejméně do konce 90. let. Zmíněný předpoklad přitom vycházel ze skutečnosti, že tento stroj vykazoval značným vývojovým potenciálem. Tento odmítavý postoj Suchojovi OKB k programu I-90 se obrátil opačným směrem teprve až v roce 1983, kdy došlo ke změně na postu šéfkonstruktéra. Zatímco OKB MiG svůj letoun typu MFI (MiG-39/iz.5.12) pojala jako středoplošník s kachním uspořádáním nosných ploch s tvarem dvojité delty, zdvojenou ocasní plochou a jedním společným podtrupovým lapačem vzduchu pohonných jednotek, letoun typ S-22 (2. s tímto označením) z dílny OKB P.O. Suchoje obdržel na základě výsledků výzkumů realizovaných instituty CAGI (Centrální institut aero- a hydromechaniky) a SibNIIA (Sibiřský výzkumný institut letectví) poněkud nekonvenčně pojaté křídlo se záporným úhlem šípu náběžné hrany (FSW). Křídlo se záporným úhlem šípu náběžné hrany totiž vykazuje výhodnějším poměrem vztlaku a odporu v porovnání s klasicky koncipovaným křídlem. Toto přitom má pozitivní vliv na manévrovací charakteristiky, zejména při nízkých rychlostech, a zároveň na dolet v podzvukovém letovém režimu a na vzletové a přistávací vlastnosti. Větší vztlak navíc sebou přináší i větší nosnost podvěsné výzbroje a nižší pádovou rychlost. Díky tomu je letoun opatřený křídlem se záporným úhlem šípu schopen letu nižší rychlostí. Takto koncipovaný letoun navíc prakticky nemůže spadnout do nekontrolovatelné vývrtky. První výzkumy v oblasti aerodynamiky křídla se záporným úhlem šípem náběžné hrany byly přitom v SSSR realizovány již ve druhé polovině 40. let (prototypy C-1/LL-3, EF131 a EF140), a to za využití trofejních materiálů, které byly dovezeny z poraženého fašistického Německa. Veškeré práce na toto téma se ale již v roce 1950 zcela zastavily. Křídlo se záporným úhlem šípu je totiž nezbytné zhotovit z velmi pevných a zároveň lehkých materiálů, neboť při letu vysokou rychlostí musí snášet značné mechanické namáhání. Takové konstrukční materiály ale sovětský průmysl tehdy nedokázal zajistit. Díky tomu se takto koncipované křídlo dostalo do opět popředí zájmu až ve druhé polovině 70. let, a to v souvislosti s dostupností kompozitních konstrukčních materiálů. Ty totiž vykazují značnou pevností a zároveň jsou velmi lehké. V době, kdy se práce na pokročilém projektu letounu S-22 již nacházely ve velmi pokročilém stádiu, ale vyšlo najevo, že je tento typ poněkud „přetížen“. Protože navíc nesplňoval požadavky nového technického zadání, VVS nakonec dalo přednost konkurenčnímu MiGu-39. OKB P.O. Suchoje se ale nenechala tímto neúspěchem odradit a ve vývoji letounu S-22 pokračovala nadále. Dalším vývojem tohoto stroje vzešel model nesoucí označení S-32 (2. letoun s tímto označením). Projekt tohoto letounu byl přitom zpracován hned ve dvou verzích. Zatímco první z nich byla vyhrazena pro VVS, provozovatelem té druhé se mělo stát VMF. Původně měly pohon letounu S-32 zajišťovat dva 17 500 kp dvouproudové motory typu Chačaturov R-79M-300. Tato pohonná jednotka přitom vycházela z méně výkonného motoru typu R-79V-300, který vznikl v rámci programu palubního bojového VTOL letounu typu Jak-41M (Freestyle). Oba zmíněné motory měly využívat jednu společnou plochou vektorovatelnou trysku s možností vychýlení ve vertikální rovině. Taková tryska byla přitom v průběhu roku 1990 odzkoušena na speciálně upraveném letounu typu Su-27UB (Flanker C), známém jako LL-UV. Protože zmíněné motory nedokázaly letounu S-32 zajistit nadzvukovou cestovní rychlost, později dostaly přednost odvozené dvouproudové jednotky typu Kobčenko R-179-300. Jako alternativa byly přitom zvažovány motory typu Ljulka Al-41F v „navalizované“ verzi, tedy motory konkurenčního MiGu-39. Práce na úvodním projektu letounu S-32 se podařilo završit v roce 1988. V tom samém roce jej Suchojova OKB představila VMF. Oficiálně byl přitom tento projekt VMF prezentován pod označením Su-27KM jako pokročilá modifikace palubního stíhače typu Su-27K (Su-33 Flanker D), a to i přesto, že s tímto strojem neměl z konstrukčního hlediska pranic společného. Zatímco u VMF projekt letounu S-32 (Su-27KM) pro značnou hmotnost neuspěl, VVS jej přijalo jako záložní řešení pro případ neúspěchu již zmíněného MiGu-39. V květnu roku 1989 ale přišla pro celý program S-32 tvrdá rána, neboť se ocitl na seznamu zamítnutých projektů. Toto přitom byl jeden z mnoha následků těžké ekonomické krize, která ve svém konečném důsledku vedla k rozpadu SSSR. Přestože tímto projekt letounu S-32 zcela přišel o státní podporu, OKB P.O. Suchoje se rozhodla v jeho vývoji pokračovat nadále za využití vlastních finančních zdrojů. Důvodem tohoto rozhodnutí se přitom stala obava ze ztráty technologického náskoku před ostatním světem. Práce na třech prototypech, dvou letových a neletového pro statické zkoušky, se rozeběhly ještě na konci 80. let. Krátce nato, v roce 1991, se však rozpadl SSSR a nově utvořené Rusko zachvátil politický a ekonomický chaos. To ale znamenalo konec pro řadu vojenských projektů, včetně letounu typu MiG-39. Protože se v této souvislosti produkce motoru Al-41F omezila pouze na nevelkou zkušební sérii, projekt letounu S-32 musel být nakonec přepracován pro méně výkonné pohonné jednotky typu D-30F-6 (ve verzi D-30F-11), které vznikly v rámci programu přepadového MiGu-31 (Foxhound). Ty přitom již měly využívat dvojici samostatných kruhových trysek. Výše uvedená změna v pohonném systému ale sebou přinesla razantní pokles letových výkonů. V této souvislosti padlo rozhodnutí, aby byl prototyp tohoto stroje dokončen ve zjednodušené neozbrojené verzi zastávající pouze poslání technologického demonstrátoru. Od stavby zbylých dvou plánovaných prototypů bylo pak (s přihlédnutím na omezené vnitropodnikové zdroje) zcela opuštěno. Kompletaci jediného prototypu takto modifikovaného letounu S-32, který mezitím vešel ve známost pod novým typovým označením S-37, se podařilo završit v polovině roku 1996, tj. s takřka ročním zpožděním. Krátce nato, na konci téhož roku, tento stroj obdržel neoficiální název Berkut. Současně prošel vůbec prvními nedestruktivními statickými zkouškami které kdy byly realizovány na území Ruska. Dopracováním do letového standardu jediný prototyp letounu S-37 (modrá 01) prošel na jaře roku 1997. V polovině července téhož roku byl pak přepraven na zkušební základnu, která se nacházela v Žukovském. První pojížďky a vysokorychlostní pojížďky následovaly na počátku září téhož roku. První let byl naplánován na 24. den toho samého měsíce. Protože tehdy selhal jeden ze čtyř okruhů FBW, od vzletové dráhy se tento stroj nakonec poprvé odlepil až dne 25. září 1997. Další tři lety údajně následovaly ve dnech 1., 8., a 11. října téhož roku. Poté, dne 18. října 1997, byl jediný prototyp letounu S-37 prezentován (staticky) nejvyššímu velení Ruských vzdušných sil. První etapu letových zkoušek tohoto stroje se podařilo dokončit na jaře roku 1998. Zkoušky prototypu S-37 ale provázely silné vibrace ocasních ploch. Jejich původcem se přitom staly silné vzdušné víry vyvozované výrovým přechodem a křídlem s dopřednou šípovitostí (z tohoto důvodu bylo od použití takto koncipovaného křídla na pokročilejším bojovém letounu typu T-50 zcela opuštěno). Poté, až do konce roku 1998, se jediný prototyp letounu S-37 nacházel na zemi. Mezitím byly do jeho konstrukce vneseny změny vyplývající z poznatků získaných v průběhu předchozích zkoušek. Dalších úprav tento stroj doznal v průběhu následujících letových zkoušek. Do ledna roku 1999 jediný prototyp letounu S-37 vykonal celkem 19 zkušebních letů. Letové zkoušky tohoto stroje přitom potvrdily pozitivní vliv křídla s dopřednou šípovitostí na manévrovací charakteristiky. Dle propočtů měl být z tohoto hlediska nejméně tak dobrý jako americký typ F-22. V některých charakteristikách jej měl dokonce překonávat. Přestože měl výrobce v úmyslu jediný prototyp tohoto stroje prezentovat široké veřejnosti již v roce 1997, na srpnovém aerosalónu MAKS 97, příslušné svolení od vzdušných sil nakonec neobdržel dříve než v létě roku 1999. Svůj veřejný debut si tak prototyp letounu S-37 nakonec odbyl až ve dnech 14. a 15. srpna roku 1999 na aerosalónu MAKS 99. To již měl na svém kontě nějakých 50 zkušebních letů. Součástí druhé etapy letových zkoušek jediného prototypu letounu S-37, která byla ukončena v únoru roku 2000, se staly též lety nadzvukovou rychlostí. V průběhu této části zkušebního programu se údajně podařilo dosáhnout rychlosti M=1,3. Ovladatelnost tohoto stroje při rychlostech větších než M=1 byla přitom hodnocena velmi kladně. V roce 2001 jediný prototyp letounu S-37 spolu s novým bílým trupovým číslem „01“ obdržel též (z reklamních důvodů) nové typové označení Su-47. V této podobě se pak zúčastnil moskevských aerosalónů MAKS 2001, MAKS 2003 a MAKS-2005. Protože si VVS v podmínkách ekonomické krize nemohlo dovolit tak těžký bojový letoun, jakými jsou typy Su-47 (S-37) a MiG-39, mezitím, v roce 1999, vypsalo zcela nové specifikace na bojový letoun 5. generace. Ty přitom vešly ve známost jako LFI a počítaly s poněkud menším a lacinějším strojem. Ještě v tom samém roce ale celý program LFI zcela pohřbil program PAK-FA, který počítal se strojem hmotnostně a výkonnostně odpovídajícím letounu Su-27 (Flanker). Do zmíněného výběrového řízení se přihlásily společnosti RSK MiG a JSC P.O. Suchoje. Vítězem se přitom stala druhá uvedená společnost s projektem letounu T-50. To vše ale letoun typu Su-47, stejně jako konkurenční MiG iz.1.44 Flatpack (zjednodušený technologický demonstrátor MiGu-39), odsunulo na pozici ryze výzkumného stroje bez jakékoliv naděje na sériovou výrobu. Zatímco typ Su-47 zastává od roku 2007 poslání vzdušné zkušebny v rámci programu PAK-FA, prototyp iz.1.44 (Flatpack) musel být s přihlédnutím na finanční situaci výrobce po realizaci pouhých dvou letů, z nichž ten druhý se odehrál dne 27. dubna 2000, zcela uzemněn.

Popis:  Jednomístný dvoumotorový experimentální letoun typu Su-47 je koncipován jako středoplošník se zdvojenou ocasní plochou a křídlem se záporným úhlem šípu náběžné hrany. Trup tohoto stroje je zhotoven převážně ze slitin hliníku a titanu a obdobně jako trup letounu typu Su-27 (Flanker) zastává funkci tzv. vztlakového tělesa. Sám o sobě tedy vyvozuje vztlak. Jeho průřez je v celé délce proměnlivý. Zatímco příďová sekce v oblasti před pilotní kabinou má kruhový průřez, průřez trupu v oblasti za pilotní kabinou má tvar lichoběžníku. Jeho zádová partie, která ukrývá instalaci dvou dvouproudových motorů typu D-30F-11, pak obdržela průřez na ležato postavené číslice osm. Protože je potah trupu letounu Su-47 zhotoven z poměrně velkých tvarovaných kusů plechu s délkou až 8 m, vyznačuje se velmi hladkým povrchem s minimálním počtem nýtů. To se přitom projevilo pozitivně nejen na aerodynamice, ale i na RCS. Kromě toho zmíněné řešení potahu sebou přineslo nemalou úsporu hmotnosti. Špici trupu letounu Su-47 tvoří špičatý dielektrický kryt antény radiolokátoru s ostrými „okraji“. Poté následuje jednomístná přetlaková pilotní kabina. Ta je přitom opatřena vystřelovací sedačkou typu K-36DM a vystouplým průzračným polokapkovitým překrytem, který se sestává z pevného čelního štítku a zadní výklopné (směrem dozadu) části. Přímo před pilotní kabinou, mírně vpravo od podélné osy trupu, se pak nachází nevelký kryt elektro-optického čidla. Zatímco střední část trupu ukrývá rozměrnou zbraňovou šachtu, která je opatřena dvěma páry dvířek, uvnitř zadní partie trupu se nachází, jak již bylo řečeno, dvojice motorů. Ty přitom využívají dvojici vedle sebe umístěných kruhových trysek, které se nacházejí na zádi, a dvojici pevných zaoblených lapačů s průřezem cca čtvrtkruhu. Zmíněné lapače jsou opatřeny deskovými odlučovači mezní vrstvy a jejich instalace se nachází po stranách trupu v oblasti za pilotní kabinou, přímo pod mohutnými zaoblenými vírovými přechody (do hřbetu levého z nich je pak včleněno ústí kanónu). Na zmíněné lapače přitom navazují protáhlé přívody vzduchu. Ty se přitom vyznačují zakřivením v oblasti za zbraňovou šachtou, která se nachází přímo mezi nimi, do stavu písmene „S“. Díky tomuto řešení jsou lopatky kompresoru pohonných jednotek zcela skryty, což sebou přináší výraznou redukci čelní RCS. Všechny nosné plochy letounu Su-47 v podobě plovoucích kachních plošek, křídla s dopřednou šípovitostí a plovoucí vodorovné ocasní plochy se nacházejí v jedné rovině. Kachní plošky tohoto stroje mají tvar lichoběžníku s úhlem šípu náběžné hrany +50° a úhlem šípu odtokové hrany -15° a jsou uchyceny k bokům výrových přechodů v oblasti přímo za postranními lapači vzduchu. Poté následuje štíhlé křídlo s lomenou náběžnou hranou s úhlem šípu +62° v oblasti kořenů a úhlem šípu -20°C v oblasti mezi kořeny a koncovými oblouky a přímou odtokovou hranou s úhlem šípu -37°. Na náběžné hraně křídla letounu Su-47 se nacházejí dvousektorové vztlakové klapky. Odtokovou hranu křídla tohoto stroje pak po celém rozpětí zaujímají jednosektorové vztlakové klapky spolu s křidélky. Zatímco v konstrukci trupu zastoupení kompozitních materiálů činí pouhých 13%, na konstrukci křídla se tyto materiály podílejí téměř z 90-ti %. Plovoucí vodorovné ocasní plochy letounu Su-47 obdržely tvar lichoběžníku se značným úhlem šípu náběžné hrany (75°) a relativně malé rozpětí. Poměrně vysoká zdvojená lichoběžníková svislá ocasní plocha (SOP) se směrovým kormidlem na odtokové hraně je uchycena ke hřbetu ocasní partie trupu pod sklonem 6° vně podélné osy trupu (kuli redukci RCS). Ze zadní části trupu v oblasti mezi tryskami pohonných jednotek a zdvojenou SOP pak vybíhá dvojice mohutných vřetenovitých krytů s dielektrickým zakončením. Zatímco ten pravý se vyznačuje větší délkou, ten levý obdržel větší průměr. Z dielektrického materiálu je přitom kromě výše uvedeného zhotovena též část náběžné hrany vírových přechodů a kachních plošek, vrcholy obou SOP a celá náběžná hrana pravé SOP. Vzletové a přistávací zařízení letounu Su-47 tvoří zatahovatelný tříbodový podvozek příďového typu. Ten je přitom, stejně jako průzračný překryt pilotní kabiny a některé další komponenty draku a palubní systémy, převzat prakticky bez změn od letounu typu Su-27 (Flanker). Zatímco příďový podvozek se zasouvá (proti směru letu) pod podlahu kokpitu, hlavní podvozek se zatahuje (proti směru letu) do boků trupu v oblasti pod kořeny křídla. Šachty všech tří podvozkových vzpěr přitom uzavírají jednodílná dvířka.

Verze:  žádné

Vyrobeno:  jeden prototyp

Uživatelé:  žádní (pouze výzkumný stroj)

 

 

 

Posádka:    jeden pilot

Pohon:       dva dvouproudové motory typu Aviadvigatěl D-30F-11 s max. tahem po 15 600 kp s přídavným spalováním

Radar:        žádný

Výzbroj:     žádná (trupová zbraňová šachta jediného prototypu tohoto stroje ukrývá instalaci měřících přístrojů)

 

 

 

TTD:     
Rozpětí křídla: 16,70 m 
Délka:   22,60 m
Výška: 6,40 m
Prázdná hmotnost: 19 000 kg
Max. vzletová hmotnost: 34 000 kg
Max. rychlost: 2 200 km/h
Praktický dostup:   18 000 m
Max. dolet:    3 300 km

 

 

 

 

Poslední úpravy provedeny dne: 18.1.2013