Модификации китайского штурмовика Q-5 (2011)

 

Полковник О. Пиунов

Разработка прототипа штурмовика Q-5 (Qiangjiji-5 - "Штурмовик-5", по классификации НАТО - Fantan) конструкторами китайской компании NAMC (Nanchang Aircraft Manufacturing Company) началась в августе 1958 года как продолжение инженерных идей, заложенных, в конструкцию истребителя J-6. В свою очередь, J-6, впервые поднявшийся в воздух в 1953 году является национальной репликой истребителя Миг-19. Программа разработки опытного образца Q-5 была в основном закончена в 1961 году, а официально завершена в 1963-м.

Первоначально самолет был спроектирован с внутрифюзеляжным отсеком вооружения длиной около 4 м для подвески двух бомб калибра 250 или 500 кг, двумя съемными под фюзеляжными отсеками вооружения для размещения бомб тех же калибров и двумя подкрыльевыми пилонами. Самолет был оснащен двумя ТРД WP6 и тормозным парашютом (ТП) в хвостовом обтекателе.

Первый полет опытный образец выполнил 4 июня 1965 года, решение о серийном производстве было принято в конце 1969-го, а поставки авиатехники в части начались в начале 1970-го. Часть машин была доработана под подвеску одной бомбы с ЯБЧ мощностью 5-20 кг. Их заводские испытания были проведены одновременно с началом поставок.

В 1976 году специалисты приступили к разработке модификации Q-5 I с увеличенными массой полезной нагрузки и дальностью полета за счет размещения большего запаса топлива вместо внутреннего отсека вооружения. Были добавлены два подкрыльевых пилона и установлены двигатели WP6 более поздней серии, усовершенствована конструкция шасси, катапультного кресла и контейнера ТП. Штурмовик получил KB-радиостанцию с модуляцией на одной боковой полосе (HF/SSB). Часть самолетов для авиации ВМС НОАК, оснащенная средствами применения двух подфюзеляжных торпед, была оборудована доплеровской РЛС в носовом обтекателе для обеспечения пусков противокорабельных НУР С-801 (YJ-8) с высоты 20 м. Первый опытный образец поднялся в воздух в конце 1980 года, а решение о производстве Q-5 было принято 20 октября 1981-го.

Китайский штурмовик Q-51 и его проекции

В апреле того же года Пакистан заказал партию этих машин, которые после ряда доработок получили экспортное обозначение А-5С. Поставки начались в январе 1983 года и закончились в январе 1984-го. В частности, было усовершенствовано БРЭО, установлено другое катапультное кресло (Мк 10 компании "Мар-тин-Бейкер" с возможностью покидать самолет на земле при нулевой скорости), доработаны точки подвески - для применения вооружения ВВС Пакистана, в том числе УР "Сайдвиндер" класса "воздух-воздух". 40 таких машин поступили на вооружение 7, 16 и 26-й эскадрилий ВВС Пакистана, где получили обозначение А-5-III. Поставлялись также в Бангладеш (12) и Мьянму (22А-5С).

В апреле 1981 года завершилась доработка самолетов для национальных ВВС с внедрением значительной части конструкторских решений для A-5С и присвоением им индекса Q-5 IA. Самолеты получили еще два подкрыльевых пилона с увеличением массы вооружения на пилон до 500 кг, На них установлены новая прицельная система для применения пушечного и бомбардировочного вооружения и система централизованной заправки под давлением через одну заправочную горловину Часть машин была оборудована комплексом самообороны. В серию самолеты Q-5 IA пошли в январе 1985 года, из них 40 единиц были поставлены в КНДР.

Самолеты Q-5 IA н А-5С представляют собой среднеплан со стреловидным крылом с аэродинамической перегородкой по средней хорде на верхней поверхности каждой консоли. Два воздухозаборника расположены по бокам в передней части фюзеляжа. Для технологического обслуживания двигателей предусмотрена отстыковка хвостовой части фюзеляжа с помощью эксплуатационного разъема за задней кромкой крыла, в верхней части фюзеляжа расположен гаргрот, хвостовая часть фюзеляжа отклонена вверх на 6,5°, хвостовое оперение стреловидное.
Крыло имеет стреловидность 52,5° по четверти хорды, нулевой установочный угол и V крыла 4°, оснащено выдвижными закрылками.

Система управления включает элероны с внутренней балансировкой, отклоняемые вверх-вниз на 18,5°; руль поворота с весовой балансировкой, отклоняемый влево-вправо на 25°; оснащенный гидроусилителями стабилизатор с балансировочными грузами по передней кромке отклоняется вверх-вниз на 18,5°. На левом элероне и руле поворота установлены триммеры с электроприводами, под центропланом перед подфюзелижными точками подвески расположен отклоняемый вперед с помощью гидропривода аэродинамический тормоз.

Таблица 1 лётно-технические характеристики штурмовика  А-5С ВВС Пакистана
Максимальное число М	1,205
Максимальная скорость ГП, км/ч:
на высоте 11000 м	1 190
на уровне моря	1 220
Скорость отрыва, км/ч:
при δзакр=15° без подвесок	300
при δзакр=25° с макс, массой подвесного вооружения	330
Посадочная скорость при δзакр=25°, выпущен ТП, км/ч	278-307
Макс, скороподъемность на уровне моря м/с	148
Макс, скороподъемность на высоте 5000 м, м/с	83-103
Практический потолок, м	15 850
Разбег, м:
без подвесного вооружения при δзакр=15° с макс, массой подвесного вооружения	700-750
при δзакр=25°	1 250
Пробег при δзакр=25°, выпущен ТП, м	1 060
Боевой радиус при макс, массе подвесного вооружения без включения форсажа в полете, км:
весь полет на высоте 500 м	400
полет "туда- и "обратно" на высоте 8 000 м, в зоне БД на высоте 500 м, км	600
Макс, дальность полета на высоте 11 000 м с двумя ПТБ по 760 л, км	1 820
Максимальная нормальная перегрузка, ед.:
с макс, массой подвесного вооружения и/или подвесными баками	+ 5
с выработанными ПТБ	+ 6.5
без подвесного вооружения	+ 7,5

Конструкция планера цельнометаллическая, с несущей обшивкой. Многолонжеронные консоли имеют по три точки крепления к фюзеляжу.

Трехопорное шасси с широкой базой и неуправляемым носовым колесом управляется с помощью гидросистемы. Каждая стойка оснащена одним колесом и пневмогидравлическим амортизатором. Основные стойки оснащены дисковыми тормозами, убираются в крыльевые ниши, а передняя - вперед в фюзеляж с поворотом на 87°.

Тормозной парашют, который находится в обтекателе под рулем поворота, выпускается па высоте 1 м над ВПП.

Силовая установка состоит из двух ТРД WP6 КБ LM (Liming), расположенных бок о бок в хвостовой части фюзеляжа. Максимальная тяга 25,5 кН на максимальном режиме и 31,9 кН на форсажном. Предусмотрена установка модернизированных двигателей WP6A с тягой 29,4 и 39,7 кН соответственно.

Для дополнительной подачи в двигатели воздуха на каждом борту имеется щелевая створка подпитки. Управление реактивными соплами осуществляется с помощью гидросистемы.

Емкость трех передних и двух задних внутренних топливных баков (ТПБ) составляет 3 640 л (2,827 кг). С 1998 года самолеты оснащались системой дозаправки топливом в полете для использования совместно с самолетами-заправщиками Н-6 (Ту-16), переоборудованными из бомбардировщиков.

Наличие сбрасываемых ТПБ емкостью по 760 л (1178 кг) на точках подвески под центропланом позволило увеличить запас топлива до 5168 л (4005 кг). Если эти точки подвески используются для бомб, то предусмотрена установка сбрасываемых ТПБ емкостью по 400 л (620 кг) па внешних точках подноски крыла.

Сбрасываемый фонарь кабины летчика открывается вверх-назад. Угол пикирования через носовую часть фюзеляжа составляет 13,5° вниз от строительной оси самолета. Катапультное кресло позволяет аварийно покидать самолет на нулевой высоте на скорости 250-850 км/ч. Пакистанские А-5 оснащены креслами Мк 10 компании "Мартин-Бейкер". Часть кабины оборудована бронепанелями для защиты от зенитных средств поражения. Установлены системы наддува и кондиционирования кабины.

БРЭО самолета оснащена системой воздушного охлаждения. В носовой части и в зоне центроплана предусмотрены места для установки дополнительного БРЭО. Авиационное оборудование включает две основные независимые гидросистемы с рабочим давлением 700 бар каждая. Главная система приводит в действие шасси, закрылки, аэродинамический тормоз и управляет реактивными соплами, а вспомогательная включена в контуры управления элеронами и цельноповоротным стабилизатором. Для выпуска шасси предусмотрена аварийная ГС (108 бар).

Электросистема напряжением 28В постоянного тока включает два стартера-генератора мощностью по 6 Вт, два преобразователя переменного тока - однофазный с выходным напряжением 115 В и трехфазный (36 В, 400 Гц).

В радиосвязное оборудование входят УКВ-радиостанция СТ-3 и система опознавания "свой-чужой" YD-3.

Инструментальное оборудование включает: автоматический радиокомпас WL-7, радиовысотомер малых высот WG-4, гироскопический авиагоризонт LTC-2 и приемник сигналов радиомаяка XS-6. Для применения бомб с горизонтального полета и пикирования, а также для пусков НУР класса "воздух-земля" установлен оптический прицел SH-1J или ABS1А. Более поздние серии самолетов оснащались коллиматорным индикатором, компьютером расчета баллистических параметров и лазерным дальномером-целеуказателем ALR-1. Бортовой комплекс самообороны включает приемник предупреждения об облучении "Тип 930" с антенной на законцовке киля и подвесной блок оборудования РЭБ на одном из двух пилонов центроплана.

В небольшом обтекателе с правой стороны носовой части установлен фоторегистратор результатов боевого применения (кроме экспортных машин). Перед нишей носовой стойки шасси справа находится посадочная фара, а на самой стойке - рулежная.

В корневой части каждой консоли крыла установлено по одной одноствольной пушке Norinco Туре 23-2К калибра 23 мм с боезапасом по 100 снарядов.

Десять точек подвески включают две подфюзеляжные тандемные пары и три под каждой консолью.

Под фюзеляж подвешиваются бомбы калибра 250 кг (китайские 250-2 и 250-3, американские Мк 82 и Snakeye, французские Durandal и др.).

На внутренние подкрыльевые пилоны подвешиваются учебные бомбы калибра 6 кг либо блоки с зарядкой по восемь НУР калибра 57 мм, семь - 68- или 90-мм. а также четыре 130-мм.

Средние подкрыльевые пилоны рассчитаны на подвеску тех же обычных бомб, что и под фюзеляж плюс калибра 500 кг или кассетных BL755 калибра 270 кг. а также китайской ПКР С-801. Масса нормальной бомбовой; нагрузка составляет 1 000 кг, максимальной - 2 000 кг.

На внешние подвески устанавливаются УР класса "воздух -- воздух" типа PL-2. PL-2B, PL-7, AIM-9 "Сайдвиндер" или R550 "Мажик".

Вариант A-5D с возможностью применения вооружения с лазерным наведением разработан на базе модификации А-5С.

Таблица 2 Сравнительные лётно-технические характеристики штурмовиков Q-5IA и A-5C
Характеристика	Q-5IА	А-5С
Размах крыла, м	9,68	9,7
Длина со штангой дозапрааки, м	15,65	16,17
высота, м	4,335	4,515
Колея, м	4,4
Колесная база, м	4,01
Площадь крыла, м2	27,95
Масса пустого, кг	6 375	6 638
Максимальная взлетная масса, кг:
без подвесок вооружения	9486	9715
с подвесками вооружения	11 830	12 000
Максимальная нагрузка на крыло, кг/м2	423,3	429,3
Макс, энерговооруженность (ТРД WP6), кг/кН:
без подвесок вооружения	149	152
с подвесками вооружения	186	188

Китайская авиастроительная компания NAMС, которая в 1998 году послужила основой для создания авиапромышленной группы HAIG (Hongdu Aviation industry Group) была образована в 1951 году. В период с 1954 по 1958 год на ее мощностях построено 379 учебно-тренировочных самолетов (УТС) CJ-5 (лицензионная копия Як-18), а с 1960-го компания участвовала в программе производства истребителя J-6 (дальнейшее развитие МиГ-19). В 1957-1968 годах NAMC изготовила 727 бипланов Y-5 (Ан-2)9 а позже начала выпуск реактивных УТС JL-8/K-8.

В носовой части фюзеляжа установлен лазерный дальномер ALR-1 (в обтекателе внизу) и по бокам расположены датчики углов атаки.

Серия Q-5 II характеризуется наличием на всех самолетах приемника предупреждения об облучении средствами атаки противника.
В 1986 году были приняты программы модернизации самолетов серии Q-5 с установкой на них БРЭО западной разработки при участии авиастроительных компаний Франции (Q-5K Kong Yun) и Италии (А-5М).

В ходе совместной программы национальной корпорации СATIС (China national Aero-Tcchnology Import and export Corporation) и итальянской промышленной группы "Алениа" по модернизации штурмовика Q-5 II были установлены всепогодная прицельно-на -вигационная система (ПНС) для работы по наземным целям по аналогии с истре-6ителем-бомбардировщиком АМХ, разработанным итальянскими компаниями "Алениа" и "Аэрмакки" и бразильской "Эмбраер". Кроме того, самолет был оснащен более мощными ТРД с максимальной тягой 29,4 кН на бесфорсажном и 36,78 кН на форсажном режимах.

Первый опытный образец поднялся в воздух 30 августа 1988 года, а 19 февраля 1991-го было объявлено об успешном окончании летных испытаний нового штурмовика, получившего обозначение А-5М.

ПНС самолета построена па базе двух центральных компьютеров Singer и шине данных MIL-STD-1553В с широкими возможностями наращивания потенциала системы. БРЭО включает также дально-мерную РЛС Pointer 2500, инерциальную навигационную систему Litton LN-39A, нашлемную систему отображения информации HUD-25 компании "Алениа", компьютер обработки воздушных сигналов, трехосевой гироскоп, приемник предупреждения об облучении средствами атаки противника RW-30, автомат отстрела ИК-ловушек и дипольных отражателей, индикатор обстановки в горизонтальной плоскости (HSI), авиагоризонт AG-5, УКВ радиостанцию AR-3201, радиовысотомер, радиокомпас, приемник РСБН, систему опознавания "свой-чужой".

За счет добавления иодкрыльевых пилонов количество внешних точек подвески увеличено до 12 с некоторым перераспределением на пилонах подвешиваемых средств поражения. В состав вооружения добавлена УР PL-5В класса "воздух-воздух" с ИК ГСН (аналог AIM-9B и G "Сайдвиндер"). Емкость каждого из сбрасываемых иодкрыльевых топливных баков увеличена до 1 140 л. Максимальная масса подвесного вооружения не изменилась и составляет 2 000 кг.

Всего в авиационные части НОАК поставлено около 500 самолетов Q-5 различных модификаций. В настоящее время штурмовики Q-5 /A-5 производятся малыми партиями для плановой замены машин, подлежащих списанию по истечении летного ресурса.

Таблица 3 Лётно-технические характеристики штурмовика А-5М
Длина, м	15,366
Высота, м	4,53
Масса, кг:
пустого	6728
максимальная взлетная без подвесного вооружения	9 769
с подвесным вооружением	12 200
Макс, нагрузка на крыло, кг/м2:
без подвесного вооружения	349,5
с подвесным вооружением	436,5
Максимальная энерговооруженность кг/кН:
без подвесного вооружения	132,8
с подвесным вооружением	165,8
Макс, скорость горизонтального полета без подвесного вооружения, км/ч	1 220
Макс, число М в горизонтальном полете на высоте 11000 м при макс, взлетной массе без подвесного вооружения)	1,205
Скорость отрыва (форсаж, δзакр=15°), км/ч:
без подвесного вооружения	300
с макс, массой подвесного вооружения	322
Посадочная скорость δзакр=25°, выпущены азр. тормоз и тормозной парашют), км/ч	278-307
Макс, скороподъемность (высота 5000 м, максимальная взлетная масса без подвесного вооружения на форсаже), м/с	115
Практический потолок (максимальная взлетная масса без подвесного вооружения на форсаже), м	16 000
Пробег δзакр=25°, выпущены аэр. тормоз и тормозной парашют), м	1 060
Боевой радиус при макс, массе подвесного вооружения, км:
при полете "туда" на высоте 8000 м, в зоне БД на высоте 500 м и "обратно" на высоте 11000 м	518
весь полет на высоте 500 м	322
Максимальная дальность полета (два ПТБ по 760 л со сбросом после выработки), км	2 000

 Зарубежное военное обозрение. - 2011. - №9. - С. 66-71