Подготовка кадрового летчика высокой квалификации всегда процесс дорогостоящий и длительный. Процесс формирования навыков пилотирования у будущего кадрового летчика всегда начинается с полетов на учебно-тренировочных самолетах, которые в свою очередь могут быть как специализированными, так и переоборудованными под задачи обучения, так называемые "спарки".

Исторически в нашей стране учебно-тренировочные самолеты, как класс "легких" самолетов, разрабатывались сначала в ОКБ Н. Н. Поликарпова - самолет У-2 (По-2), а затем в ОКБ А. С. Яковлева - Як-18 и все его дальнейшие модификации, а также Як-55, Як-54, Як-56.

При переходе авиации на реактивные двигатели в ОКБ А. С. Яковлева в 60-х годах были созданы два учебно-тренировочных самолета: Як-30 и Як-32, со спаренной и с одиночной кабиной, соответственно.

Удачные самолеты конструкции А. С. Яковлева, к сожалению, в серийное производство не пошли, потому что политическим решением, в соответствии с разделением работ по кооперации в рамках Совета экономической взаимопомощи (СЭВ), разработка и производство легких самолетов поручалась странам-участницам СЭВ, а именно Чехословакии, Польше и Румынии.

Учебно-тренировочные самолеты чешского производства Л-29 "Дельфин", а затем Л-39 "Альбатрос" стали на долгие годы учебной партой всех советских курсантов в летных училищах страны.

Развитие авиационной техники не могло не сказаться и на авиации первоначальной подготовки, а это, соответственно, требовало совершенствования самих учебно-тренировочных самолетов, а также и их оборудования.

В связи с произошедшими серьезными реформами в нашей стране, изменением статуса бывших стран-участниц СЭВ, да и с ликвидацией самого СЭВ изменились и взаимоотношения между странами бывшими партнерами.

Процессы, происходящие в странах бывшего соцлагеря, интеграция в мировую экономику и переход на мировые цены привели к тому, что поставка для имеющегося в России парка самолетов УТС Л-39 "Альбатрос" всех комплектующих, запчастей и готовых изделий из Чехословакии становилась слишком дорогой и неоправданной.

Ситуация с авиацией в стране и так складывалась не совсем удачная, а с учебно-тренировочными самолетами тем более. Самолет Л-39 "Альбатрос" по своим характеристикам уже явно устарел и не в полной мере мог отвечать требованиям обучения и подготовки пилотов для самолетов нового поколения.

В стране оставался еще достаточно большой парк самолетов Л-39 в летных училищах, для поддержания рабочего состояния которых однако требовалось материально-техническое обеспечение запасными частями и прочим.

Теперь уже с позиции нашего времени можно сказать, что тогда руководством ВВС было принято верное техническое решение - создавшуюся проблему решать в два этапа.

На первом этапе, с учетом оставшегося ресурса, максимально использовать имеющийся парк самолетов Л-39, для чего организовать работы по производству и комплектованию имеющихся самолетов всеми необходимыми запасными частями и готовыми изделиями, причем только отечественного производства.

За время выработки оставшегося ресурса самолетов Л-39 решалась задача второго этапа, в которую входило разработка и начало серийного производства отечественного учебно-тренировочного самолета уже нового поколения.

О том, что самолеты Л-39 еще имели достаточный ресурс и потенциально могли представлять собой реальную силу в условиях военной обстановки, подтвердили события боевых действий в Чечне.

Самолеты Л-39, переоборудованные в боевые, на первых этапах Чеченской войны составляли основу военной авиации боевиков.

Чешские производители самолетов Л-39 (фирма "АэроВодоходы", Чехословакия), используя этот самолет как базовую модель, начали проводить модернизацию этих самолетов путем установки нового, более современного оборудования. Оснащение "ветерана" прицельным оборудованием и наружными подвесками для ракетно-пушечного вооружения сделали этот самолет хорошим экспортным товаром; так появились модификации Л-59, Л-139 и другие.

Для более полного учета всех требований к будущему УТС и поиска лучшего варианта в 1990 г. ВВС РФ был объявлен конкурс на разработку аванпроекта учебно-тренировочного самолета нового поколения для Российских ВВС. В конкурсе приняли участие известные конструкторские бюро: в том числе ММЗ им. А. С. Яковлева, ММЗ им. А. И. Микояна, ЭМЗ им. В. М. Мясищева, ММЗ им. П. О. Сухого.

Согласно тактико-техническим требованиям будущий УТС должен был обладать двухдвигательной силовой установкой, обеспечивающей высокую тяговооруженность самолета, иметь высокие летно-технические характеристики, включая полеты на больших углах атаки, иметь систему управления, обеспечивающую репрограммируемость характеристик устойчивости и управляемости, соответствующих уровню самолетов четвертого и пятого поколений.

По итогам конкурса были выделены, как наиболее отвечающие поставленным задачам проекты ММЗ им. А. С. Яковлева (впоследствии получивший наименование Як-130) и ЭМЗ им. В. М. Мясищева (проект М-200).

ММЗ им. А. И. Микояна представило проекты УТС двух концепций, видимо не определив чему отдать предпочтение, а ММЗ им. П. О. Сухого представило проект почему-то сверхзвукового однодвигательного УТС, что явно не вписывалось в регламент проводимого конкурса и не отвечало требованиям технического задания.

Схема суховского УТС оригинальностью не отличалась (все та же компоновка известного Су-27), а среди представленных проектов пожалуй наиболее оригинальной была компоновка у яковлевского УТС.

Впоследствии, видимо, многие технические решения были переосмыслены и видоизменены при конструктивной реализации. Так, например, сильно была видоизменена носовая часть фюзеляжа и компоновка воздухозаборников, но от этого самолет только выиграл.

Главная отличительная особенность яковлевского проекта состояла в том, что аэродинамическая компоновка крыла с корневым наплывом, интегрально соединяющимся с фюзеляжем, имеющим боковые ребра, обеспечивала устойчивый полет на больших углах атаки.

По итогам проведенного конкурса, ММЗ им. А. И. Микояна и ММЗ им. П. О. Сухого, видимо, не удовлетворившись его результатами, обжаловали решение конкурсной комиссии и написали свое "особое мнение".

ЭМЗ им. В. М. Мясищева, поделив с "яковлевцами" победу на первом этапе, начало разворачивать работы над проектом УТС, получившим в дальнейшем наименование М-200. На предприятии были созданы структурные подразделения и организована группа ведущих специалистов для работы по теме.

Главным конструктором темы УТС М-200 был назначен В. Б. Слуцкий, ведущими конструкторами: по теме - С. В. Белобров, по учебно-тренировочному самолету - В. М. Буня, по учебно-моделирующему комплексу - А. С. Вовчук.

Именно в этот период начали разворачиваться работы по кооперации с многочисленными смежниками по разработке и производству будущего самолета. Однако события, последовавшие вслед за этим, и поведение Заказчика несколько изменили ситуацию с итогами конкурса.

"Микояновцы" заняли активную позицию и не соглашались с решением комиссии по итогам проведенного конкурса, готовили частные мнения, активно работали с военным заказчиком, оперативно устраняя в это время все отмеченные недостатки у проекта.

Сами организаторы же, наоборот, заняли выжидательную позицию, объяснение которой может быть понятно только теперь; скорее всего финансовых средств на дальнейшее проектирование и постройку нового УТС у ВВС не было, в стране наметился экономический кризис, и будущее проекта становилось совершенно неопределенным.

Отстаивая свое видение на концепцию УТС, которое не вписывалось в ТТЗ, "суховцы" ограничились "особым мнением" по итогам конкурса и со своим сверхзвуковым проектом самоустранились от дальнейшей борьбы; отстаивая свою правоту, они продолжили поисковые работы над проектом самостоятельно.

"Яковлевцы" и "микояновцы" сумели за счет собственных средств и средств компаньонов по разработке построить свои варианты УТС.

Як-130 стал продуктом совместной деятельности ОКБ им. А. С. Яковлева и итальянской фирмы "АэрМакки", а МИГ-АТ получил авионику и французские двигатели фирмы "Ларзак".

ЭМЗ им. В. М. Мясищева, не имея достаточных собственных средств, не получил необходимого финансового обеспечения и так и не смог реализовать свой оригинальный и незаурядный проект. Неоднократные обращения руководства предприятия и руководителей темы по инстанциям военного заказчика и министерства авиационной промышленности результатов не дали; проект так и остался на бумаге.

В апреле 2002 г. - спустя более 10 лет! - был объявлен победитель в конкурсе на разработку УТС для ВВС России; им стал самолет Як-130. Как ожидается, потенциальный заказ на этот самолет составит не менее 400 шт.

Ну, а теперь вернемся к самому проекту самолета М-200.

Аванпроект "Учебно-тренировочный комплекс" (УТК) был разработан в объеме требований ОТТ-86 в соответствии с тактико-техническим заданием, утвержденным заместителем Главкома ВВС 30. 10. 199О г., которое, в свою очередь, было разработано по результатам научно-исследовательских работ ГНИКИ ВВС.

Согласно техническому заданию разрабатываемый УТК должен был обеспечить подготовку курсантов как для современных, так и для перспективных самолетов, и предполагался к эксплуатации в летных частях и авиационных училищах на период 1997-2025 гг.

Структурно УТК должен был представлять собой логический симбиоз теории с практикой, то есть теоретическая подготовка на земле в специальном учебном классе сопровождалась практическими полетами на специальном учебно-тренировочном самолете нового поколения.

Концепция обучения личного состава на базе разрабатываемого УТК М-200 предполагала реализацию принципа обучения "от простого к сложному", т. е. последовательного усложнения учебного процесса, начиная с решения простых задач в электронном обучающем классе учебного моделирующего комплекса (УМК) и завершая повышенной летной подготовкой на учебно-тренировочном самолете (УТС).

Особое внимание в учебном процессе придавалось возможности репрограммируемости характеристик устойчивости и управляемости УТС для имитации летной подготовки на различных самолетах ВВС, включая такие как Су-27 и Миг-29.

По результатам рассмотрения представленных аванпроектов, в заключении комиссии НИИ ВВС по проекту М-200 было отмечено, что ":Разработанный в ходе проектирования УТС М-200 прост, удобен и безопасен в эксплуатации, имеет высокую надежность, позволяет эффективно решать задачи обучения и переучивания летного состава.

Последнее обеспечивается высокой тяговооруженностью 0,6-0,7 на Н=0, V=0 и 0,4-0,5 на М=0,7 и системой управления самолетом, позволяющей варьировать характеристиками устойчивости и управляемости в широких пределах, реализуя пилотажные характеристики, соответствующие уровням 1, 2, 3 самолетов I, II и III классов с высокой степенью подобия".

Репрограммируемость характеристик устойчивости и управляемости является одним из важнейших показателей, характеризующих техническое совершенство УТС М-200.

Система управления УТС позволяет репрограммировать градиенты усилий на рычагах управления, балансировочные зависимости, усилия, люфты и трение на рычагах управления при имитации изменений характеристик устойчивости, характеристики имитации начала сваливания (имитация сваливания происходит в области безотрывного обтекания УТС, поэтому возвращение к нормальному полету может происходить в любой момент выполнения режима без опасности сваливания в штопор).

Кроме этого, система управления УТС повышает безопасность полетов, обеспечивая малую реакцию самолета на ошибки (в том числе и грубые) в пилотировании.

Имеющаяся система объективного контроля наряду с обычными задачами, решаемыми для любого самолета, позволяет УТС полнее реализовать принцип эксплуатации по состоянию и, что важно для обучения и переучивания, осуществлять контроль подготовки на всех этапах обучения с возможностью "проигрывания" на земле выполненных полетных заданий в учебных классах или на тренажерах УМК.

Реализация концепции обучения "от простого к сложному", требование повышения качества наземной подготовки, направленное на увеличение эффективности учебных полетов и достигаемое расширением области воспроизводимых на тренажерах режимов полета и повышением качества их имитации, определили следующую структуру УМК.

В состав УМК входят: электронный учебный класс для подготовки летного состава и проведения технического обучения, процедурные тренажеры для отработки режимов спецприменения и общего самолетовождения и, наконец, комплексный тренажер включающий пилотажный тренажер с пятистепенной системой подвижности и тренажер воздушного боя (без использования подвижности).

Каждый из тренажеров комплекса имеет рабочие места обучающихся и инструктора, объединенные в единую вычислительную сеть и свой пакет прикладных программ. Модульное построение УМК позволяет комплектовать его в соответствии с конкретными условиями и требованиями эксплуатации.

Электронный класс подготовки летного состава решает задачи обучения летчиков на этапах первоначальной, основной и боевой подготовки, отработки знаний и привития навыков при отработке режимов взлета и посадки, пилотажа, критических (при отказах и повреждениях боевых, при выявлении опасных тенденций в совершении ошибочных действий), картографии, штурманского расчета, послеполетного анализа и др.

Класс технического обучения решает также задачи обучения эксплуатационной и ремонтной документации. В раздел обучения могут также включаться общеобразовательные курсы.

Процедурный тренажер отработки режимов спецприменения позволяет имитировать на бортовом радиоэлектронном оборудовании режимы обнаружения и захвата целей, работы дальнего воздушного боя и ближнего воздушного боя с применением управляемых ракет с головками самонаведения (ГСН) и др.

Кроме того, имитируется взлет, полет по маршруту, возврат, барражирование, заход на посадку.

Процедурный тренажер отработки режимов общего самолетовождения (ОСВ) должен был обеспечить ознакомление с компоновкой, видом и функционированием информационного поля и МФПУ, освоение ручного и директорного управления самолетом, отработку упражнений курса летной подготовки и сложного пилотажа, освоение режимов маршрутного полета, отработку взаимодействия с информационно-управляющим полем на режимах ОСВ и при имитации отказов в системе управления самолетным оборудованием.

Комплексный тренажер (КТ), кроме обучения и тренировки курсантов, используется для восстановления навыков у летчиков после длительных перерывов в полетах.

КТ обеспечивает отработку режимов, связанных с проверкой и подготовкой к полету, запуски двигателей (в т. ч. и в воздухе) днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, руления, взлета, набора высоты, пилотирования самолета, имитацию воздействия перегрузок и шумовых воздействий, на всех режимах полета ведение связи с наземным пунктом управления (НПУ), расчета, захода и посадки с имитацией различного времени суток и метеоминимумов, отработки действий летчика при попадании в критические режимы и особые ситуации, отработки боевого применения, дозаправки топливом и даже выполнения группового полета в условиях воздушной видимости. Общий вид М-200

Учебно-тренировочный двухместный самолёт М-200 представляет собой свободнонесущий моноплан нормальной схемы с высокорасположенным крылом отрицательной V-образности, с трапециевидным горизонтальным и вертикальным оперением, боковыми воздухозаборниками, скомпонованными под крылом, и трехстоечным шасси с носовым управляемым колесом.

Выбор нормальной схемы для УТС при оснащении самолета двумя двигателями позволяет более просто решить вопросы безопасности полета, эффективного маневрирования и эксплуатации.

Удельная нагрузка на крыло была выбрана с учетом возможности планирования и посадки самолета при полном выходе из строя силовой установки (отказ обоих двигателей).

С самого начала проектирования самолета руководителем проекта М-200 В. Б. Слуцким была сформулирована концепция будущего самолета, суть которой сводилась к тому, что внешняя аэродинамика и схема самолета делались традиционными, классическими, а весь упор делался на интеллектуальную систему управления, способную обеспечить самолету высокие характеристики управляемости и, самое главное, моделировать характеристики различных самолетов (режим репрограммирования).

Применение хорошо отработанной традиционной аэродинамической компоновки для УТС М-200 было оправданно тем, что в этой части проекта никаких "сюрпризов" не ожидалось; это снижало риск реализации проекта.

Специфика режимов полета УТС, характерная большим диапазоном скоростей и углов атаки, обусловила ряд особенностей, которые были учтены при разработке аэродинамической компоновки самолета. Прежде всего, это относилось к необходимости использования высокомеханизированного крыла малого удлинения. Аэродинамическая компоновка

Аэродинамическая компоновка УТС М-200 представляет собой свободнонесущий моноплан нормальной схемы с высокорасположенным крылом, скомпонованным из профилей серии П-207.

Трапециевидное крыло с задней кромкой, перпендикулярной к оси симметрии, имеет удлинение 4,65 и сужение 3,36. Относительная толщина профиля в корне 12%, на конце 10%; консоль крыла имеет геометрическую крутку -3°.

Крыло имеет сравнительно сложную взлетно-посадочную механизацию, состоящую из однощелевого закрылка с поворотной "крышей" (поворотная панель, прикрывающая закрылок сверху) и предкрылка вдоль всего размаха крыла.

Для упрощения конструкции механизации закрылок имеет постоянную абсолютную хорду. На режимах выполнения маневра для увеличения значения критического угла атаки "крыша" закрылка может отклоняться до 20°, а на посадке при пробеге, выполняя роль тормозного щитка, отклоняться до 50°.

Применение предкрылков и закрылков не только на взлете и посадке, но и в полете при маневрировании позволяет совершать полет на больших углах атаки (до 25°) и малых скоростях полета, а также репрограммировать характеристики устойчивости и управляемости.

Принятая на самолете М-200 концепция системы управления в совокупности с высокомеханизированным крылом позволяет выполнять маневрирование на больших углах атаки и малых скоростях полета, а также использовать репрограммирование характеристик устойчивости и управляемости в соответствии с требованиями ТТЗ.

Хвостовое оперение скомпоновано из симметричных профилей NACA 0010, при этом рули высоты и направления с хордой 30% имеют осевую компенсацию 25%. Варианты и модификации Самолет М-200 изначально предусматривался для применения как учебно-тренировочный самолет нового поколения с репрограммируемыми летными характеристиками.

Аэродинамически все предполагаемые модификации УТС М-200 были практически одинаковыми, за исключением некоторых незначительных индивидуальных особенностей, связанных со спецификой применения каждой модификации. Базовый вариант

Первый опытный экземпляр самолета предназначался для проведения первого этапа летных испытаний, проверки характеристик адаптивного крыла с управляемой механизацией передней и задней кромок.

Внешне самолет отличался укороченным носовым отсеком фюзеляжа, так как установка РЛС на опытном экземпляре не предусматривалась.

Установка линейных разрушающих зарядов в остеклении фонаря обеих кабин на опытном экземпляре также не предусматривалась. Катапультирование осуществлялось стандартным методом после сбрасывания фонаря.

Состав штатного пилотажно-навигационного оборудования предусматривал использование самолета в качестве учебно-тренировочного самолета широкого спектра применения. Учебно-боевой вариант

В учебно-боевом варианте М-200УБ предусматривалась установка прицельно-навигационной РСЛ, из-за чего носовой отсек фюзеляжа имел более вытянутую форму.

Конструктивным доработкам подверглось крыло самолета, для подвески оружия предусматривалась установка семи точек подвески: по три точки под каждой консолью крыла и одна под фюзеляжем.

Для экипажа предусматривалась установка модифицированных катапультных кресел типа K-36. В остеклении фонарей обеих кабин предусматривалась установка линейных разрушающих зарядов, благодаря чему катапультирование происходило сквозь остекление фонаря. В оборудовании обеих кабин предусматривалась установка системы захвата целей и управления огнем. Вариант легкого штурмовика

Модификация самолета М-200ЛШ в качестве легкого штурмовика предусматривалась в одноместном варианте. Отличительной особенностью самолета этой модификации было то, что задняя кабина как таковая полностью отсутствовала.

Чтобы реализовать максимальную конструктивную преемственность с базовым самолетом, силовой каркас задней кабины оставался без изменения, а вместо остекления устанавливалась металлическая обечайка, полностью повторяющая форму остекления фонаря задней кабины.

Благодаря этому, на месте задней кабины образовалось свободное пространство для установки дополнительного вкладного топливного бака. С целью повышения боевой живучести самолета все топливные баки штурмовика протектировались.

Пассивная защита пилота осуществлялась установкой бронеспинки и титановых накладок по бокам пилотской кабины.

Для повышения маневренных характеристик самолета на малых скоростях крыло в корневой части в районе задней кабины имело развитый корневой наплыв оживальной формы.

Наружные подвески на крыле и фюзеляже были идентичные как у учебно-боевого варианта самолета М-200. По бокам хвостовой части фюзеляжа устанавливались контейнеры с ложными тепловыми целями и индикатор облучения в задней полусфере. Краткое техописание Фюзеляж УТС М-200 состоит из носовой, центральной и хвостовой частей, конструктивно выполнен по схеме полумонокок со стрингерным набором. Носовая часть фюзеляжа включает в себя гермокабину и носовой обтекатель. В носовом обтекателе размещены носовая стойка шасси, убираемая в направлении против полета, а также оборудование пилотажно-навигационного комплекса и агрегаты кислородной системы.

В герметичной кабине расположены друг за другом два рабочих места: впереди - рабочее место курсанта и сзади - инструктора. Отличительной особенностью кабины разрабатываемого самолета УТС М-200 по требованию технического задания было обеспечение идеального обзора для пилотов, в связи с чем остекление кабины имело несколько увеличенную по сравнению с обычными самолетами форму.

Для улучшения обзора внекабинного пространства сиденье инструктора установлено выше сиденья курсанта на 360 мм.

Лобовое стекло кабины экипажа обеспечивает защиту экипажа при столкновении с птицей нормированной массой 1,8 кг на скоростях полета до 500 км/ч.

Для посадки экипажа в кабину и покидания ее фонарь кабины имеет откидные части (створки). Створки фонаря открываются на правый борт и фиксируются в открытом положении. В случае возникновения аварийной ситуации для покидания экипажем кабины створки фонаря снабжены детонирующими шнурами, и катапультирование экипажа происходит через предварительно разрушаемое остекление створок.

Кабина экипажа оборудована катапультными креслами типа К-36Л, которые обеспечивают покидание самолета в аварийной ситуации на всех эксплуатационных режимах полета.

Для тренировки курсантов в технике пилотирования при полетах по приборам в кабине экипажа установлены специальные быстросъемные устройства ограничения видимости или по-другому шторки "слепого" полета.

Шторка "слепого" полета предназначена для закрытия обзора из кабины пилота-курсанта через передний козырек и остекленную створку фонаря.

Выполняя свою основную функцию, шторка "слепого" полета не должна мешать безопасному катапультированию экипажа УТС (курсанта и инструктора) по сигналу от поручней катапультирования на кресле курсанта или инструктора. Время закрытия шторки при аварийном покидании составляет не более 0,4 сек.

При закрытой шторке пилот-курсант не видит линии горизонта, что не позволяет ему ориентироваться по внешним признакам, и может лишь считывать показания приборов на приборной доске.

Шторка может использоваться также для защиты от прямых солнечных лучей в кабине.

Каркас шторки выполнен из профилированных дуг трубчатого сечения, шарнирно скрепленных между собой. Для аварийного закрытия шторки установлен цилиндр с пиропатронами; в обычных условиях управление шторкой выполняется вручную. Шторка размещается на подфонарной раме передней откидной створки фонаря, к которой крепится винтами и является съемным устройством.

Нормальная жизнедеятельность экипажа в кабине самолета обеспечивается системой кондиционирования воздуха и системой кислородного питания.

Центральная часть фюзеляжа (ЦЧФ) заканчивается шпангоутом, на котором установлены задние узлы крепления двигателя.

По бортам ЦЧФ размещены полуутопленные в фюзеляж двигатели с воздухозаборниками, выведенными на боковую поверхность фюзеляжа.

Вход воздухозаборника овальной формы располагается под крылом и интегрируется с боковой поверхностью фюзеляжа. Слив пограничного слоя в месте сочленения крыла, фюзеляжа и воздухозаборника организован только с нижней поверхности крыла. Двигатели полностью капотированы с боковой и нижней поверх-ностями фюзеляжа и имеют хороший доступ при обслуживании.

Оборудование и агрегаты систем размещены в центральном приборном отсеке под крылом между гермошпангоутом и плоскостью входа в воздухозаборники двигателей, а также в верхнем приборном отсеке над центропланом крыла.

Агрегаты гидропневмосистемы размещаются между двигателями и в задней части центральной секции фюзеляжа.

Под воздухозаборниками располагаются основные опоры шасси, убираемые в ниши, размещенные в нижней части центральной секции фюзеляжа.

В хвостовой части фюзеляжа размещаются приводы управления рулями высоты и направления, а также приборное оборудование и агрегаты системы электроснабжения.

Крыло самолета двухлонжеронное, панелированное, со стрингерным набором. В него входит центральная часть (центроплан) и две отъемные консоли: правая и левая. Центроплан прямоугольной формы в плане, консоли - трапециевидной.

Консоли крыла крепятся к центроплану через стыковые узлы типа "ухо-вилка" по переднему и заднему лонжеронам. Стык консоли крыла с центропланом закрывается лентой. Законцовка консолей представляет собой аэродинамический обтекатель с набором диафрагм.

В крыле расположены три топливных бака: один в кессоне центроплана емкостью 750 л., два других в консолях крыла по 250 л. каждый. Верхняя и нижняя панель кессона крыла состоит из химически фрезерованной обшивки и набора стрингеров.

Для подхода к оборудованию систем на крыле имеется ряд эксплуатационных люков.

Механизация крыла состоит из двух секций выдвижных предкрылков, расположенных по всему размаху крыла, поворотного односекционного закрылка и элеронов.

Предкрылки установлены вдоль передней кромки крыла. На каждой консоли крыла расположены по две секции предкрылков. Управление каждой секцией осуществляется отдельным гидроцилиндром. Выдвижение предкрылков происходит по двум монорельсам на каждой секции по роликам, закрепленных на переднем лонжероне.

Каркас каждой секции состоит из внешней и внутренней тонкой дюралюминиевой обшивки и набора диафрагм. Обшивки в верхней части соединяются через специальный "ножевой" профиль, в нижней части - профилированным уголком. Диафрагмы в местах крепления монорельсов и выдвижного гидроцилиндра усиленные, остальные - штампованные из тонкого листа.

В корневой части крыла размещен однощелевой, односекционный выдвижной закрылок. Закрылок отклоняется как вниз (на взлете и посадке), так и вверх (при полетах для имитации низкой несущей способности крыла).

Для уменьшения щели на верхней поверхности крыла за вторым лонжероном и обеспечения гладкости контура профиля крыла шарнирно установлен щиток, опирающийся на верхнюю поверхность закрылка.

Щиток закреплен шомпольным соединением ко второму лонжерону и механически связан с закрылком. Предусматривались режимы отклонения поворотного щитка-закрылка до 90° независимо от положения закрылка при маневрировании и посадке.

Конструкция закрылков состоит из клепаного лонжерона, передней стенки, носка, нижней и верхней обшивки, набора диафрагм и неметаллической хвостовой части, куда входят верхняя и нижняя обшивки и сотоблок между ними.

Закрылок крепится к консоли крыла с помощью двух кронштейнов, установленных на нижней поверхности лонжерона и закрываемых обтекателем.

Закрылок выдвигается на каретках по профилированным направляющим, проходящим внутри закрылка и прикрытым аэродинамическими обтекателями крыла. Силовой привод управления закрылком размещен внутри кессона крыла за топливным баком.

Выдвижение закрылка полностью обеспечивается работой обычного гидроцилиндра.

Односекционный элерон установлен на концевой части крыла непосредственно за закрылком. Привод элерона размещен в кессонной части крыла.

Хвостовое оперение традиционной нормальной схемы, однокилевое, с нижним расположением горизонтального оперения. Хвостовое оперение обычной конструкции состоит из стабилизатора, двух секций руля высоты, киля и руля направления.

Стабилизатор кессонной конструкции состоит из двух симметричных консолей. Конструктивно консоль стабилизатора состоит из силового клепанного кессона, съемного носка и руля высоты.

Кессон стабилизатора образован двумя лонжеронами, верхней и нижней стрингерными панелями и набором нервюр. Съемный носок выполнен в виде профилированной трехслойной неметаллической конструкции.

Консоль стабилизатора крепится к хвостовой части фюзеляжа по переднему и заднему лонжеронам через стыковые узлы. Обшивка крепится через контурный угольник.

Руль высоты состоит из лонжерона, набора диафрагм, обшивки носка и неметаллической части, состоящей из нижней и верхней обшивок и сотового блока между ними.

Руль высоты крепится шарнирными узлами к заднему лонжерону в двух точках. В местах крепления к заднему лонжерону установлены усиленные нервюры.

Управление рулем высоты осуществляется гидроцилиндром, установленным в хвостовой части фюзеляжа.

Конструктивно вертикальное оперение аналогично горизонтальному. Киль самолета клепаной конструкции состоит из силового кессона, съемного носка и руля направления.

Позиционно горизонтальное и вертикальное оперения разнесены друг относительно друга вдоль продольной оси самолета: горизонтальное оперение смещено назад для исключения эффекта аэродинамического затенения вертикального оперения на режимах полета на больших углах атаки и при штопоре.

Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с передним расположением третьей опоры.

Оно состоит из правой и левой основных опор, самоориентирующейся передней опоры и ряда гидравлических, механических и электрических устройств, которые обеспечивают уборку и выпуск опор, удерживают их в крайних положениях, открывают и закрывают створки, приводят в действие сигнализацию шасси об окончании уборки и выпуска опор, а также автоматически регулируют силу торможения колес основных опор, чем исключают возникновение их юза. Основные опоры шасси крепятся к фюзеляжу самолета сбоку между 24 и 25 шпангоутами симметрично относительно его оси и убираются в ниши движением колес поперек самолета.

Передняя опора установлена между 4 и 5 шпангоутами и убирается движением колеса вперед.

Уборка и выпуск опор, управление торможением колес основных опор производится посредством гидравлических устройств, приводимых в действие от гидравлической системы самолета. Аварийный выпуск шасси, аварийное торможение осуществляется от первой гидросистемы самолета.

Шасси, оснащенное пневматиками низкого давления и тормозными колесами основных стоек с раздельным торможением для обеспечения управления при движении по земле, позволяет эксплуатировать самолет с грунтовых ВПП.

Силовая установка УТС включает в себя два двухконтурных двигателя, расположенных по бокам фюзеляжа под крылом. Два воздухозаборника также расположены по бокам фюзеляжа под крылом.

При таком размещении передняя кромка крыла перед воздухозаборником не должна иметь разрывов (при наличии механизации) во избежание попадания вихревых образований в канал воздухозаборника.

Двигатель "Изд. 35М", разработанный Ленинградским НПО им. В. Климова, представлял собой двухвальный, двухконтурный турбореактивный двигатель с раздельными контурами и нерегулируемыми реактивными соплами.

Газогенератор двигателя состоит из осецентробежного компрессора и охлаждаемой турбины высокого давления, как в TB7-117. Конструкция двигателя выполнена модульной, что обеспечивает удобство сборки, технического обслуживания и ремонта в эксплуатации.

Выходное устройство двигателя (сопло) состоит из внешнего и внутреннего дозвуковых нерегулируемых реактивных сопел, срезы которых отстоят на 150 мм относительно друг друга. Диаметр сопла внутреннего контура равен 240 мм, а внешнего - 420 мм.

Со стороны фюзеляжа перед входом воздухозаборника выполнено поднутрение ("подсечка") для уменьшения площади миделя силовой установки и уменьшения кривизны канала воздухозаборника. Перед входом воздухозаборника был организован слив пограничного слоя через лобовую щель.

Канал воздухозаборника имел небольшую длину, S-образную форму при виде в плане и был выполнен с постоянной по длине площадью поперечного сечения.

Максимальный угол поворота потока в канале~25°. Вход воздухозаборника имел скос относительно вертикальной плоскости на угол около 8° в сторону нижней губы для лучших условий работы на больших углах атаки.

Для обеспечения безотрывного обтекания входных кромок воздухозаборника на больших углах атаки нижняя губа была выполнена с большим радиусом кромки по сравнению с радиусами наружной внутренней и верхней губ.

На нижней губе воздухозаборника выполнена створка подпитки. Створка предназначена для улучшения характеристик воздухозаборника на режимах взлета, посадки и на больших углах атаки.

Для обеспечения защиты двигателя от посторонних предметов, подбрасываемых колесами шасси, перед входом в воздухозаборник устанавливается откидная защитная сетка, ось вращения которой расположена на фюзеляже.

При обжатых колесах шасси сетка устанавливается перпендикулярно к фюзеляжу и защищает вход воздухозаборника; при необжатых колесах сетка ложится на фюзеляж, вплотную к нему, с помощью гидравлического привода. Оборудование и системы

Система управления УТС включает в себя каналы управления рулем высоты, элеронами, рулем направления, предкрылками и закрылками. По своему функциональному назначению система управления УТС обеспечивает управление самолетом во всей области режимов полета, а также репрограммирование характеристик устойчивости и управляемости. Система управления УТС М-200 двухуровневая:

• система управления 1-го уровня (основная система управления) решает задачу управления самолета во всей области режимов полета и реализована достаточно просто и надежно. В качестве основной системы управления рулями УТС используется необратимая двухканальная бустерная система управления, загрузка рычагов управления у которой пружинная.

• система управления 2-го уровня решает задачи репрограммирования характеристик устойчивости, управляемости и улучшения характеристик продольной и боковой устойчивости.

В состав системы управления 2-го уровня входит система управления первого уровня с подключенными к ней приводами и вычислителями репрограммируемости.

Такой подход к построению системы управления (СУ) позволяет решать задачи обучения, в которых репрограммирование не требуется, а также в особый период использовать модификацию УТС с системой управления только 1-го уровня, что уменьшает вес СУ, упрощает ее обслуживание и снижает стоимость самолета в целом.

Основная система управления рулем высоты - двухканальная бустерная без перехода на ручное управление. Загрузка ручки - пружинная; для балансировки по усилиям предусмотрен двухканальный механизм триммерного эффекта. Триммирование по тангажу может осуществляться обоими летчиками.

В режиме репрограммирования к механической проводке управления подключаются по параллельной схеме одноканальный электрогидравлический привод (ЭГП) и по последовательной схеме двухканальный ЭГП.

Вычислитель репрограммирования и датчики входят в состав бортового пилотажно-навигационного комплекса.

Переход от режима репрограммирования к основному режиму управления происходит посредством отключения и кольцевания электрогидравлических приводов. Для "безударного", плавного перехода от режима репрограммирования к основному режиму управления предусмотрено автотриммирование.

Система управления элеронами - двухканальная бустерная без перехода на ручное управление. Симметричное отклонение элеронов используется в режиме управляемой механизации для увеличения эффективности механизации и благоприятного распределения нагрузки по размаху крыла, когда элероны отклоняются синхронно с закрылками.

В посадочной и взлетной конфигурации элероны симметрично отклоняются вниз на угол +10°, что используется для увеличения несущих свойств крыла.

В режиме репрограммирования к проводке управления параллельно подключаются привода для репрограммирования характеристик управляемости и устойчивости.

При переходе от режима репрограммирования к основному режиму управления электрогидравлические привода отключаются и с помощью центрирующих пружин устанавливаются в нейтральное положение.

Система управления рулем направления - двухканальная бустерная без перехода на ручное управление. Загрузка педалей - пружинная; для балансировки по усилиям предусмотрен механизм триммерного эффекта.

Система управления закрылками - электрогидравлическая, состоит из двухканального рулевого привода, управляемого электрически по сигналу вычислителя ре-программируемости или от команды летчика. Управление закрылками осуществляется при помощи рукоятки управления с блоком концевых выключателей. Сигнал от ручки управления подается на электрогидравлический привод системы ре-программирования.

Электрогидравлический привод соединен посредством механической проводки управления с одноканальными бустерами правого и левого закрылков.

Контроль полностью убранного положения закрылков, перемещения закрылков в пределах +10°, а также взлетного положения +22° и посадочного положения закрылков +50° осуществляется по электронному указателю, одновременно индицирующего положения рулей и штока механизма триммерного эффекта в канале руля высоты.

Система управления закрылками реализует три режима отклонения закрылков, в том числе взлетная конфигурация, посадочная конфигурация и конфигурация с управляемой механизацией в следящем режиме. Закрылки отклоняются в следящем режиме по сигналу вычислителя репрограммируемости в диапазоне углов +10°.

Система управления предкрылками - электрогидравлическая, в качестве силовых приводов используются гидроцилиндры.

Система управления УТС позволяет в широких пределах варьировать характеристики устойчивости и управляемости самолета, реализуя пилотажные характеристики, соответствующие уровням 1, 2, 3 самолетов I, II и III классов.

С пульта управления инструктора предусмотрена возможность либо имитировать характеристики устойчивости и управляемости самолета какого-либо определенного типа, либо изменять эти характеристики таким образом, чтобы по некоторым наперед заданным коэффициентам варьировалась только одна или несколько характеристик устойчивости и управляемости при постоянстве остальных.

Кроме того, предусмотрена возможность имитировать характеристики устойчивости и управляемости самолетов различных типов при отказах системы управления.

Репрограммируемость обеспечивается за счет изменения загрузки ручки с помощью привода, подключенного к проводке управления по параллельной схеме и управляемого сигналом с датчика усилий на ручке через бортовой вычислитель репрограммируемости.

Безопасность полета обеспечивается возможностью отключения привода при усилии на ручке больше допустимого. Ре-программируемость реализуется во всей области режимов полета.

Репрограммирование характеристик устойчивости и управляемости обеспечивается в ограниченной области режимов полета (600-650 км/ч).

Гидросистема УТС М-200 предназначена для выпуска-уборки опор шасси, предкрылков и закрылков, торможения колес основных опор шасси, питания гидроусилителей элеронов, рулей высоты и направления.

Гидросистема состоит из двух систем, автономных как на участке питания, так и на части участков потребления (элероны, рули высоты и направления).

Источниками питания гидросистем являются аксиально-плунжерные насосы переменной подачи, по-одному в каждой системе. Привод насоса обеспечивается от маршевых двигателей.

В качестве аварийного источника питания используется насосная станция, питающая потребителей гидросистемы, кроме закрылков, и обеспечивающая выпуск опор шасси.

Гидросистема обеспечивает питание бортовых потребителей на всех этапах полета. В случае остановки обоих двигателей гидросистема позволяет осуществить питание гидроусилителей рулей и аварийный выпуск опор шасси для аварийного снижения и посадки.

Наличие давления рабочей жидкости в подъемниках опор шасси и гидроцилиндрах предкрылков в выпущенных и убранных положениях дополнительно повышает надежность и безопасность эксплуатации самолета.

Использование в гидросистеме самолета поршневых гидробаков дает возможность отказаться от более сложной системы наддува.

Пневмосистема предназначена для наддува блоков спецоборудования и подачи азота в систему управления и герметизации фонаря. В состав пневмосистемы входят: баллон высокого давления со сжатым газом, панель заправки, на которой имеются зарядные клапаны, и панель пневмоагрегатов.

В качестве рабочего газа в пневмосистеме используется азот. Давление зарядки баллона от 170 до 210 кГс/см2 в зависимости от изменения температуры окружающей среды от -60 до + 60°С. При объеме баллона 8 л масса пневмосистемы составляет около 12 кг.

Кислородная система предназначена для обеспечения экипажа кислородным питанием при выполнении полета.

Противоперегрузочное устройство (ППУ), состоящее из противоперегрузочного костюма (в составе спецснаряжения) и бортового оборудования, предназначено для парирования перегрузок, возникающих при эволюциях самолета.

Разработка кислородной системы и ППУ проводились согласно утвержденным техническим требованиям Я 818-91-34 от 20. 08. 1991 г., ОТТ ВВС-86 и ниже указанным исходным данным:

• при разгерметизации кабины штатный полет УТС прекращается и производится спуск до безопасной высоты с последующей посадкой. Система кондиционирования воздуха обеспечивает работу в режиме давления до 308 мм. рт. ст.;

• тренировки экипажей проводятся в спец. снаряжении как в сухопутном, так и в морском вариантах.

Анализируя исходные данные (высоту, время, скорость полета, действующие перегрузки и т. д.), можно сделать следующие выводы.

Так как заданная высота полета составляет 10 км, то в кислородной системе для обеспечения питания летчика кислородом от бортового оборудования должна быть предусмотрена кислородная маска типа КМ-35, которая позволяет выполнять полет до высоты 12 км без высотно-компенсирующего костюма (ВКК).

Учитывая то, что во время полета на летчика действуют перегрузки и имеется необходимость вентиляции пододежного пространства для создания необходимых физиолого-гигиенических условий, в качестве спец. снаряжения можно использовать высотно-компенсирующий костюм типа BKK-15.

В костюм BKK-15 встроены противоперегрузочные устройства и вентиляционная система, состоящая из гибких перфорированных шлангов.

Кислородная маска КМ-35 взаимодействует с защитным шлемом ЗШ-7А и кислородным прибором КП-120. Защитный шлем ЗШ-7А обеспечивает вместе с катапультным креслом безопасное покидание самолета при скорости до 1100 км/ч.

Исполнение костюма BKK-15 может быть как в сухопутном варианте (ВКК-15K), так и в морском (BKK-15M), взаимодействующим с морским спасательным костюмом BMСK-4-15.

Вентиляция костюма BKK-15 осуществляется воздухом, подаваемым от системы кондиционирования, а наполнение ППУ воздухом - от системы кондиционирования через автомат давления АД-5А. В дальнейшем автомат АД-5А может быть заменен на более перспективный автомат АД-15В, находящийся в настоящее время в стадии предварительных испытаний.

Исходя из представленного вида спецснаряжений, в качестве бортового кислородного оборудования можно принять за основу комплект KK0-25, с индикатором ИКЖ-Л1 и сигнализатором минимального давления кислорода в источнике МСТ20К.

В перспективе комплект KK0-25 может быть заменен на вновь разрабатываемый комплект "KOKOC-1M", в котором предусматривается использование малогабаритной кислородно-дыхательной аппаратуры Ш-120М.

Использование "KOKOC-1M" позволяет уменьшить габариты и массу бортовых кислородных агрегатов, сократить время на проведение регламентных работ по кислородному оборудованию, а также применить в качестве спецснаряжения не только костюм BKK-15, но и скафандр "Баклан".

Учитывая небольшую продолжительность полета и состав экипажа, наиболее приемлемым источником кислорода являются баллоны высокого давления, заправляемые газообразным кислородом до 20,6 МПа (210 кГс/см2).

В линиях высокого давления целесообразно использовать вновь разработанную арматуру КАБ-26, имеющую лучшие массовые характеристики по сравнению с арматурой КАБ-14.

Средства аварийного покидания (САП) предназначены для обеспечения аварийного покидания учебно-тренировочного самолета экипажем в составе двух человек при возникновении аварийной ситуации. САП в сочетании со снаряжением обеспечивают безопасность катапультирования экипажа в составе двух человек по сигналу от поручней катапультирования на катапультном кресле курсанта или инструктора в следующих условиях:

• в горизонтальном полете на высотах Н=10 000 м и индикаторных скоростях 850-900 км/ч, М=0,8;

• при маневрах УТС с перегрузкой от +8 до -3 и опасных режимах полета (штопоре, инерционном самовращении и др.) на высотах Н=10 000 м и индикаторных скоростях 850-900 км/ч.

Примененная на М-200 САП максимально автономна и обеспечивает покидание УТС экипажем (путем катапультирования) даже при отказах бортовых систем самолета.

Противообледенительная система

УТС М-200 оборудован противообледенительной системой (ПОС), предназначенной для защиты от образования льда на поверхностях, обледенение которых сказывается на безопасности полетов и летных характеристиках самолета.

ПОС обеспечивает защиту от обледенения остекление кабины летчика, корневую часть крыла, носки воздухозаборников и входные устройства двигателей. Для защиты лобового стекла используется электротепловая ПОС (ЭТПОС) постоянного действия. Для защиты носков крыла и воздухозаборников используется вариант комбинированной ПОС, то есть "губы" воздухозаборников защищаются воздушно-тепловой ПОС (ВТПОС) с раздельной подачей воздуха от каждого двигателя, а носки крыла - электротепловой ПОС ( ЭТПОС ).

Защита от обледенения поверхностей самолета осуществляется во всем диапазоне рабочих высот УТС при температуре окружающей среды от 0°С до минус 30°С и водности от 0 г/мЗ до 2,5 г/мЗ.

Противообледенительная система включается автоматически при попадании самолета в облачность и начале образования льда на поверхности датчика-сигнализатора.

ЛТХ:

Модификация	М-200
Размах крыла, м	9.40
Длина самолета, м	10.37
Высота самолета, м	4.20
Площадь крыла, м2	19.00
Масса, кг
пустого	3585
нормальная взлетная	4700
топливо	895
Тип двигателя	2 ТРДД Изд 35М
Тяга, кгс	2 х 1700
Максимальная скорость, км/ч	850 (М=0.8)
Крейсерская скорость, км/ч	700
Перегоночная дальность, км	1400
Практическая дальность, км
Скороподъемность, м/мин
Практический потолок, м	13100
Макс. эксплуатационная перегрузка
Экипаж, чел	2
Вооружение:	Боевая нагрузка на 7 узлах подвески

Чертеж "Микоян, Гуревич МиГ-АТ"

	М-200 (с) Й. Гатьял, Авико Пресс
	М-200 (с) Й. Гатьял, Авико Пресс

Схемы:

	М-200 (с) Й. Гатьял, Авико Пресс
	М-200 (с) Й. Гатьял, Авико Пресс

Модификация	М-200
Размах крыла, м	9.40
Длина самолета, м	10.37
Высота самолета, м	4.20
Площадь крыла, м2	19.00
Масса, кг
пустого	3585
нормальная взлетная	4700
топливо	895
Тип двигателя	2 ТРДД Изд 35М
Тяга, кгс	2 х 1700
Максимальная скорость, км/ч	850 (М=0.8)
Крейсерская скорость, км/ч	700
Перегоночная дальность, км	1400
Практическая дальность, км
Скороподъемность, м/мин
Практический потолок, м	13100
Макс. эксплуатационная перегрузка
Экипаж, чел	2
Вооружение:	Боевая нагрузка на 7 узлах подвески