рограммой строительства предусматривалось строительство пяти кораблей подобного проекта, фактически построено четыре, пятый корабль уже существенно отличался от своих предшественников.
Крейсер "Киев" и последовавшие за ним три корабля рассчитывались на базирование и обеспечение боевой деятельности до 30 ЛАК. Согласно расчётам запасы топлива на корабле (цистерны общей емкостью 1598 м2 ) должны были обеспечить выполнение до 90 самолёто-вылетов Як-38 в течение 3,5 суток группами по 6 самолётов при кренах корабля до 6 град, дифференте 3 град, и результирующем воздушном потоке до 15 м/с.
Для взлета и полётов ЛАК предназначалась палуба длиной 184 м, шириной 24 м, пристыкованная под углом 6 град к носовой части корабля, занятой противокорабельными ракетами П-500. Её общая площадь, включая техническую позицию, составляла 6 200 кв. м. На палубе, одна за другой, через 24 м размещались позиции семи ВППл, причём носовая предназначалась только для вертолёта. Предполагалось, что сквозная палуба обеспечит равномерное обтекание её воздушным потоком. Однако этого не произошло из-за нагромождения надстроек, располагавшихся по правому борту корабля (на третьем корабле пр. 1143 площадь надстроек несколько уменьшили). Размещение так называемого "острова" справа, а не слева объясняется физиологическими способностями лётчиков: при исправлении ошибки решение и разворот самолёта (вертолёта) влево выполняются быстрее, чем в правую сторону.
На палубе размещено специальное светотехническое оборудование: опознавательные кодовые огни в верхней части фок или грот мачты корабля; заградительные огни (синего цвета на ближайших к ВППл препятствиях, фок и грот мачтах); ограничительные огни (по контуру полётной палубы, красные); огни общей подсветки; огни подсветки ветроуказателя; автоматический световой указатель положения полётной палубы. Для уточнения ряда показателей Черноморский судостроительный завод установил в 1972 г. на аэродроме ЛИИ натурный отсек корабля с участком полетной палубы, на котором проводили гонки двигателей самолёта Як-36М, чтобы определить степень температурного влияния реактивной струи на поверхность и подпалубное пространство и замерить уровень шума в помещениях.
Самолёты размещались в ангаре, для доставки их на полётную или техническую палубу предназначались два подъёмника.
На кораблях пр. 1143 устанавливалось навигационное оборудование для обеспечения полётов: навигационный комплекс (азимутально-дальномерный маяк, аппаратура обработки, передачи данных и изображения), комплекс обеспечения инструментального захода на посадку (курсо-глиссадный радиомаяк); посадочный радиолокационный комплекс (две посадочные РЛС, аппаратура обработки и индикации). Организация технического обеспечения на корабле имела много особенностей: ограниченные площадки; сильный воздушный поток, сопровождаемый шумами; взлёт и посадка самолётов вблизи корабельных надстроек и механизмов создавали завихрение воздушных потоков; высокая влажность воздуха, воздействие на палубу электромагнитных полей, ограничение количества отладочных и регулировочных работ, необходимость перемещения ЛА по палубе и в ангаре. Особое значение уделялось изучению влияния качки корабля на выполнение взлёта и посадки.
ТАКР "Киев" во время своего первого похода в Средиземном море
Подъем Як-38 на палубу "Киева"
Подъемник для боезапаса
Первая посадка двух самолетов Як-36М на ТАКР "Киев" состоялась 18 мая 1975 г. Серийный самолет №02 пилотировал летчик-испытатель ЛИИ МАП О.Г. Кононенко, самолёт №04 – летчик-испытатель НИИ ВВС полковник В.П. Хомяков (третий опытный Як-36М из-за отказа канала САУ-36 был вынужден произвести посадку по-самолетному на аэродром Саки). 20 мая Кононенко демонстрировал Як-36М в воздухе Министру обороны А.А. Гречко и главкому ВМФ С.Г. Горшкову. Испытания Як-36М на ТАКР "Киев" завершились 24 октября 1975 г.
В ходе испытаний были получены более обстоятельные данные о температурах и поле турбулентного потока над палубой, вызываемом газовыми струями от работающей силовой установки, действующих на самолёт в процессе взлёта и посадки. Влияние этих возмущений усугублялось статической неустойчивостью самолёта на этих режимах, и расход струйных рулей, как показывали исследования, в отдельных случаях достигал 0,72-0,78 их полного диапазона.
Из материалов испытаний следовало, что скорость газовых струй после встречи с палубой существенно снижалась, они растекались вдоль неё на расстояние 25-30 м от самолёта, поднимались вверх, взаимодействовали с набегающим потоком и подогревали его на 25-30 град. И эта смесь выхлопных газов с воздухом возвращалась на входные устройства ПД самолёта, что уменьшало их тягу. А так как температурное и скоростное поля результирующего потока носили нестабильный характер, то наряду с общим падением тяги ПД возникал помпаж (неустойчивая работа компрессора), что затрудняло взлёт или исключало его. Растекание выхлопных струй существенно осложняло групповой взлёт.
Приработка самолёта Як-38 к кораблю шла практически в течение всего периода сдаточных и ходовых испытаний последнего. И следует отметить значительный вклад в успешное завершение этого процесса вице-адмирала Е.И. Волобуева и генерал-лейтенанта авиации Г. В. Павлова (впоследствии командующий авиацией ТОФ, погибший в авиационной катастрофе на самолёте Ту-104 в феврале 1991 г. в Ленинграде).
Первый корабль пр. 1143 "Киев" 16 декабря 1976 г.вошёл в состав ВМФ.
Самолёт Як-38 – одноместный цельнометаллический среднеплан клёпаной конструкции нормальной аэродинамической схемы со стреловидным крылом, хвостовым оперением, убирающимся в полёте трёхопорным шасси и комбинированной силовой установкой.
Фюзеляж – стрингерный полумонокок переменного овального сечения с силовым набором из 40 шпангоутов, стрингеров и лонжеронов. Фюзеляж состоит из головной и хвостовой частей. В головной расположены гермокабина и отсеки оборудования, двигателей и передний топливный бак. Под кабиной находится ниша передней опоры шасси, за ней – воздухозаборники и воздушный канал ПМД.
В хвостовой части расположены поворотные насадки ПМД и второй топливный бак.
Крыло состоит из центральной части (ЦЧК) и двух складывающихся частей (СЧК). Каждая СЧК крепится к ЦЧК двумя шарнирными узлами и в полётном положении запирается двумя штырями. Для удобства размещения в самолётном ангаре СЧК с помощью гидропривода поворачиваются относительно ЦЧК вверх на 102 град. Площадь крыла составляет 18,7 м2 . При этом исходили из того, что самолёту с вертикальным взлётом и посадкой большая площадь крыла не требуется. Размах крыла – 7,12 м; поперечное V – 10 град; угол установки – 0 град.
Крыло оборудовано выдвижными закрылками щелевого типа, установленными на роликах в двух направляющих рельсах в неотъёмной части крыла, перемещаемых гидроцилиндрами. Закрылки имеют только два положения: 0 и 35 град. Выпущенные закрылки обеспечивают приросткоэффициента подъёмной силы крыла до 0,26.
Схема силовой установки Як-38 и приводов к газовым рулям
Первый серийный Як-38
В хвостовой части каждой СЧК самолёта Як-38 на трёх узлах подвешиваются элероны. Правый элерон снабжён триммером.
Хвостовое оперение самолёта Як-38 однокилевое с низкорасположенным стабилизатором. Каждая половина руля высоты подвешена к стабилизатору в трёх точках. Правая половина руля высоты снабжена триммером.
Шасси самолёта трёхопорное. Передняя нога с нетормозным самоориентирующимся в пределах до 110 град, в каждую сторону колесом. Главные ноги рычажного типа с тормозными колёсами. В процессе разработки самолёта колею шасси после аварии в 1971 г. не только увеличили на 50 см, но и изменили конструкцию основных стоек.
Парашютно-тормозная система предназначена для сокращения длины пробега и состоит из контейнера и тормозного парашюта ПТК-36, створок, замка и др. деталей. Тормозной парашют площадью 13 м2 используется только в диапазоне скоростей от 50 до 320 км/ч. Блокировка выпуска парашюта в этом диапазоне скоростей обеспечивается датчиком на колесе левой главной опоры шасси.
По принятой схеме двигатели установлены в разных отсеках фюзеляжа.
Подъёмно-маршевый Р27В-300 расположен в задней части фюзеляжа, имеет однорежимные воздухозаборники по бортам фюзеляжа за кабиной лётчика и работает в течение всего времени полёта. Двигатель выполнен по двухвальной схеме. Двигатель снабжён криволинейным полусферическим реактивным соплом с двумя поворотными сужающимися насадками для изменения направления вектора тяги, приводимыми во вращение гидромоторами. Перевод сопла из вертикального положения в горизонтальное занимал по времени 6 с. Из горизонтального положения в вертикальное сопло переводилось бесступенчато, при обратном перемещении – с фиксацией на 25 и 45 град, от вертикали по вектору тяги, что обеспечивалось электрической блокировкой. Одновременно с изменением тяги ПМД на этих режимах в целях сохранения продольной балансировки самолёта автоматически изменялась тяга ПД.
Подъёмно-маршевый двигатель обеспечивал питание сжатым воздухом струйной системы управления самолётом и раскрутку роторов ПД при их запуске. На ПМД установлены стартёр-генератор, два гидронасоса, генератор переменного тока.
Тяга ПМД на взлётном режиме 5900 кгс.
Два подъёмных двигателя РД36-35ФВ размещались в отсеке передней части фюзеляжа за кабиной лётчика по схеме "тандем" и использовались только на вертикальных и переходных режимах полёта. Воздухозаборники ПД находились в верхней части фюзеляжа и закрывались сверху створкой. Благодаря применению титановых и алюминиевых сплавов двигатель имел относительно небольшой вес. Подъёмный двигатель по сравнению с ПМД проще и состоит из шестиступенчатого компрессора, прямоточной камеры сгорания, одноступенчатой турбины и нерегулируемого реактивного сопла. Продольные оси ПД наклонены вперёд на 10 град, от вертикали, причём сопло первого развёрнуто назад на 15 град (25 град, от вертикали)., а заднего – вперед на такой же угол (5 град, от вертикали). Допустимое время работы ПД не более 2 мин (за ресурс допускалось использовать 20 продлённых циклов по 5 мин). Тяга каждого двигателя – 2900 кгс; ресурс – 1030 циклов, вес 199 кг.