INSTITUT LETNINSTIVA (IL) «КОБРА»2000

Легкий штурмовик

Схема легкого штурмовика «КОБРА»2000 (проект)

Впервые о программе создания этого самолета было объявлено 11 сентября 1993 года. Разработка проекта «Кобры» - легкого штурмовика, предназначенного для непосредственной поддержки войск осуществлялась старейшим польским отраслевым научным центром, Институтом летничства (Авиационным институтом), образованным в 1926 году. Главным конструктором проекта явился Влодзимеж Гнаровский (Wlodzi- mierz Gnarowski). К участию в программе были привлечены авиастроительные предприятия PZL Мелец, PZL Ржегов и PZL Свидник.

В отличие от более футуристичного «Скорпиона», самолет «Кобра»2000 имел более консервативную компоновку. Его наиболее яркой отличительной особенностью стал воздухозаборник, расположенный над фюзеляжем. Такая компоновка может свидетельствовать о стремлении конструкторов уменьшить радиолокационную заметность штурмовика. В качестве силовой установки выбраны два двигателя Роллс- Ройс/ Турбомека «Адур»Мк.871 или новые польские двигатели. Первоначально планировалась установка ТРДД D-28(2 х 2730 кгс), впоследствии замененных на более мощные D-32.

Самолет предполагается оснастить современным западным БРЭО и перспективным вооружением, включающим высокоточные ракеты и корректируемые авиационные бомбы.

Современные экономические реалии вряд ли позволят Польше реализовать в обозримом будущем проект «Кобра»2000, однако он представляет интерес как один из вариантов решения проблемы легкого штурмовика пятого поколения.

Конструкция. Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме со среднерасположенным стреловидным крылом и стреловидным оперением. Планер выполнен, в основном, из алюминиевых сплавов с широким использованием углепластика.

Трехлонжеронное крыло имеет сверхкритический профиль. На его передней кромке (приблизительно на половине полуразмаха) размещен вихреобразующий «клык», служащий для повышения устойчивости самолета на больших углах атаки. Механизация

крыла включает двухсекционные закрылки Фаулера и трехсекцион- ный отклоняемый носок. На законцовках крыла размещены АПУ для ракет класса «воздух-воздух» с ТГС.

Фюзеляж овального сечения интегрально сопрягается с крылом. Форма «сплющенной» носовой части, опущенной вниз, обеспечивает хороший обзор из кабины летчика. За кабиной расположен ковшеобразный воздухозаборник овального сечения, разделенный вертикальной перегородкой.

Непосредственно за воздухозаборником установлен относительно большой киль с рулем направления. Его дополняют два подфюзеляжных гребня, служащих, также, для крепления цельноповоротных консолей горизонтального оперения.

Трехопорное шасси убирается в фюзеляж. Основные опоры двухколесные, носовая - одноколесная.

Силовая установка. В хвостовой части размещено два ТРДД Роллс-Ройс/Турбомека «Адур» Мк.871 (2 х 2650 кгс) или IL D-32 (2 х 3330 кгс).

Вооружение. Самолет предполагается оснастить двумя встроенными 30-миллиметровыми пушками ГШ-301 (Россия) или DEFA 553 (Франция). На девяти внешних узлах подвести (шести под крылом и трех под фюзеляжем) возможно размещение до 3350 кг боевой нагрузки, в состав которой могут входить КАБ типа «Пейв Уэй», УР класса «воздух-поверхность» (в частности, типа Х-25М) и «воздух-воздух», а также свободнопадающие бомбы (в том числе и на многозамковых держателях) и блоки с НАР.

РАЗМЕРЫ:

размах крыла, м 11,00

длина самолета, м 13,70

высота самолета, м 5,20

МАССЫ, кг.

пустого самолета 4439

максимальная взлетная 10 690

вооружения на внешних узлах подвески 3350

ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ:

максимальная скорость, км/ч 1050

максимальная скороподъемность, м/с 125

практический потолок, м 18 000

взлетная дистанция, м…. 380

боевой радиус действия, м 350-400