LCA Tejas

LCA Tejas to pierwszy indyjski samolot bojowy zaprojektowany i zbudowany siłami rodzimego przemysłu. Na zdjęciu: egzemplarz LSP7 (KH2017) na lotnisku w Leh podczas prób w warunkach wysokogórskich.

LCA Tejas to pierw­szy indyj­ski samo­lot bojowy zapro­jek­to­wany i zbu­do­wany siłami rodzi­mego prze­my­słu. Na zdję­ciu: egzem­plarz LSP7 (KH2017) na lot­ni­sku w Leh pod­czas prób w warun­kach wyso­ko­gór­skich.

20 lutego 2019 r. indyj­skie Ministerstwo Obrony ogło­siło, że lekki samo­lot bojowy LCA Tejas Mk 1 uzy­skał świa­dec­two peł­nego dopusz­cze­nia do służby ope­ra­cyj­nej w Siłach Powietrznych. Trudno jed­nak uznać to wyda­rze­nie za wielki suk­ces jeśli weź­miemy pod uwagę, że od chwili zaini­cjo­wa­nia pro­gramu LCA minęło już 37 lat, samo­lot wciąż nie ma wypo­sa­że­nia w osta­tecz­nej kon­fi­gu­ra­cji i oprócz pro­to­ty­pów zbu­do­wano do tej pory zale­d­wie kil­ka­na­ście egzem­pla­rzy seryj­nych. Mimo to Hindusi są bar­dzo dumni ze swo­jego nad­dźwię­ko­wego myśliwca – pierw­szego samo­lotu bojo­wego skon­stru­owa­nego nie­mal cał­ko­wi­cie samo­dziel­nie siłami rodzi­mego prze­my­słu lot­ni­czego.

W latach 60. ubie­głego wieku w zakła­dach Hindustan Aeronautics Limited (HAL) w Bangalurze w sta­nie Karnataka roz­po­częto pro­duk­cję pierw­szego indyj­skiego odrzu­to­wego samo­lotu myśliw­skiego HF-24 Marut, zapro­jek­to­wa­nego przez pra­cu­jący w Indiach zespół nie­miec­kich kon­struk­to­rów pod kie­row­nic­twem Kurta Tanka. Samolot nie speł­nił jed­nak ocze­ki­wań Indyjskich Sił Powietrznych (Bharatiya Vayu Sena, BVS; Indian Air Force, IAF) jako myśli­wiec, gdyż z powodu zbyt sła­bych sil­ni­ków nie był w sta­nie osią­gnąć pręd­ko­ści zna­cząco prze­kra­cza­ją­cej Ma=1. W tej sytu­acji już w 1969 r. rząd Indii zaak­cep­to­wał reko­men­da­cję Komitetu Lotniczego (Aeronautical Committee), zale­ca­jącą pod­ję­cie w HAL prac nad nowym, znacz­nie nowo­cze­śniej­szym myśliw­cem, mają­cym w przy­szło­ści zastą­pić HF-24 Marut. Prace stu­dialne trwały do 1975 r., kiedy to zostały prze­rwane głów­nie z powodu braku odpo­wied­niego sil­nika.
Do pomy­słu stwo­rze­nia nad­dźwię­ko­wego samo­lotu myśliw­skiego czwar­tej gene­ra­cji rodzi­mej kon­struk­cji powró­cono na początku lat osiem­dzie­sią­tych. W sierp­niu 1983 r. pod­le­gła Ministerstwu Obrony Defence Research & Development Organisation (DRDO) zaini­cjo­wała pro­gram lek­kiego samo­lotu bojo­wego (Light Combat Aircraft, LCA). Zgodnie z ogól­nym zało­że­niem Hindusi zamie­rzali samo­dziel­nie opra­co­wać od pod­staw nie­mal cały samo­lot – pła­to­wiec, sil­nik oraz więk­szość naj­waż­niej­szych ele­men­tów wypo­sa­że­nia. Co wię­cej, mimo zni­ko­mych doświad­czeń miał to być bar­dzo nowo­cze­sny samo­lot, sze­roko wyko­rzy­stu­jący nowe tech­no­lo­gie i naj­now­sze osią­gnię­cia awio­niki. Za naj­bar­dziej skom­pli­ko­wane i zara­zem kry­tyczne dla powo­dze­nia pro­gramu uznano trzy ele­menty: sil­nik z dopa­la­czem, cyfrowy sys­tem ste­ro­wa­nia lotem i wie­lo­funk­cyjną sta­cję radio­lo­ka­cyjną. Było to nie­zwy­kle ambitne i ryzy­kowne przed­się­wzię­cie, które w przy­padku suk­cesu miało zapew­nić Indiom cał­ko­witą nie­za­leż­ność w tej dzie­dzi­nie, a rodzi­memu prze­my­słowi sko­kowy przy­rost poten­cjału inte­lek­tu­al­nego i tech­no­lo­gicz­nego. Niebagatelną rolę odgry­wały zapewne także względy pre­sti­żowe – Indie zna­la­złyby się w eli­tar­nym gro­nie zale­d­wie kilku państw świata zdol­nych do samo­dziel­nego skon­stru­owa­nia i pro­duk­cji nad­dźwię­ko­wego samo­lotu bojo­wego.
Pierwszym kro­kiem było okre­śle­nie moż­li­wo­ści reali­za­cji całego przed­się­wzię­cia siłami wła­snego prze­my­słu lot­ni­czego. W tym celu DRDO zwró­ciła się także do fran­cu­skich, bry­tyj­skich i nie­miec­kich wytwórni lot­ni­czych z prośbą opra­co­wa­nia „stu­diów wyko­nal­no­ści” nowego samo­lotu. Efekty tych ana­liz zostały przed­ło­żone rzą­dowi, który w czerwcu 1984 r. powo­łał Aeronautical Development Agency (ADA), odpo­wie­dzialną za zarzą­dza­nie i nad­zór nad reali­za­cją pro­gramu LCA. W 1986 r. sze­fem ADA został dr Kota Harinarayana, który peł­nił tę funk­cję aż do przej­ścia na eme­ry­turę w 2002 r. Głównym part­ne­rem prze­my­sło­wym ADA została firma HAL. W fazie pro­jek­to­wej i badaw­czo-roz­wo­jo­wej w pra­cach brały udział liczne pla­cówki naukowo-badaw­cze pod­le­ga­jące DRDO. Ponadto do uczest­nic­twa w całym przed­się­wzię­ciu zapro­szono wiele pań­stwo­wych i pry­wat­nych przed­się­biorstw, insty­tu­tów nauko­wych i uczelni wyż­szych.
Na początku zakła­dano bar­dzo opty­mi­stycz­nie, że pro­to­typ LCA zosta­nie obla­tany już w kwiet­niu 1990 r., pro­duk­cja seryjna roz­pocz­nie się w 1994 r., a w następ­nym roku pierw­sze maszyny tra­fią do służby w IAF, zastę­pu­jąc prze­sta­rzałe samo­loty myśliw­skie MiG-21. Niestety już na eta­pie defi­nio­wa­nia zało­żeń pro­jek­to­wych doszło do pierw­szego opóź­nie­nia. IAF sfor­mu­ło­wały szcze­gó­łowe wyma­ga­nia tak­tyczno-tech­niczne (Air Staff Requirements 285) wobec LCA dopiero w paź­dzier­niku 1985 r. Kolejne dwa lata zajęły prace ana­li­tyczne, w któ­rych kon­sul­tan­tem ADA i DRDO była fran­cu­ska firma Dassault Aviation. Ostatecznie faza defi­nio­wa­nia pro­jektu (Project Definition Phase, PDP) roz­po­częła się w paź­dzier­niku 1987 r., a zakoń­czyła we wrze­śniu 1988 r. Paradoksalnie, opóź­nie­nie na tym eta­pie reali­za­cji pro­gramu pozwo­liło ADA na lep­sze roz­po­zna­nie kra­jo­wych zaso­bów (np. okre­śle­nie, jakie tech­no­lo­gie i urzą­dze­nia mogą być opra­co­wane samo­dziel­nie, a jakie należy zaku­pić za gra­nicą), przy­go­to­wa­nie infra­struk­tury, podział zadań pomię­dzy part­ne­rów pro­gramu oraz rekru­ta­cję per­so­nelu. W mię­dzy­cza­sie w 1986 r. rząd Indii prze­zna­czył na reali­za­cję fazy PDP kwotę 5,75 mld rupii.
Projekt wstępny LCA wzbu­dził poważne zastrze­że­nia ze strony przy­szłego użyt­kow­nika. Siły Powietrzne pod­kre­ślały przede wszyst­kim ogromne ryzyko tech­niczne (nie­speł­nie­nie ocze­ki­wań co do osią­gów i innych para­me­trów) i finan­sowe (znaczne prze­kro­cze­nie kosz­tów, wzrost ceny jed­nost­ko­wej), skut­ku­jące nara­sta­niem opóź­nień, a w kon­se­kwen­cji gro­żące nawet fia­skiem całego pro­gramu. Wobec tego w maju 1989 r. spe­cjalna komi­sja rzą­dowa (Review Committee), w któ­rej skład wcho­dzili także eks­perci spoza prze­my­słu lot­ni­czego, doko­nała oceny dotych­cza­so­wych postę­pów oraz dal­szych per­spek­tyw pro­gramu LCA. Zdaniem komi­sji zarówno infra­struk­tura tech­niczna, jak i poziom tech­no­lo­giczny rodzi­mego prze­my­słu – przy­naj­mniej w zasad­ni­czych obsza­rach – pozwa­lał na kon­ty­nu­owa­nie i pomyślne ukoń­cze­nie pro­gramu.
Dla zmi­ni­ma­li­zo­wa­nia ryzyka komi­sja reko­men­do­wała wszakże podzie­le­nie kolej­nego etapu roz­woju (Full Scale Engineering Development, FSED) na dwie fazy. W pierw­szej fazie (FSED Phase 1) miały zostać zbu­do­wane i prze­te­sto­wane dwa lata­jące demon­stra­tory tech­no­lo­gii (Technology Demonstrators, TD) oraz pła­to­wiec do prób naziem­nych, a w przy­padku pomyśl­nego prze­biegu prób także dwa wła­ściwe pro­to­typy (Prototype Vehicles, PV). Ponadto w tej fazie miała powstać cała infra­struk­tura nie­zbędna do prze­pro­wa­dze­nia prób, w tym wszel­kie potrzebne sta­no­wi­ska badaw­cze. Faza druga (FSED Phase 2) miała obej­mo­wać budowę i testy kolej­nych trzech pro­to­ty­pów (w tym jed­nego w dwu­miej­sco­wej wer­sji szkolno-bojo­wej LCA Trainer), pła­towca do prób zmę­cze­nio­wych oraz przy­go­to­wa­nie infra­struk­tury do dal­szych prób i pod­ję­cia ogra­ni­czo­nej pro­duk­cji seryj­nej. Koszt pierw­szej fazy FSED osza­co­wano na 21,88 mld rupii (wli­cza­jąc koszt PDP), a dru­giej na 23,4 mld rupii. W listo­pa­dzie 2001 r. koszty dru­giej fazy FSED wzro­sły do 33,018 mld rupii.

Pierwszy demonstrator technologii TD1 (KH2001) w jednym z lotów próbnych. Samolot został oblatany 4 stycznia 2001 r. – 18 lat po zainicjowaniu programu LCA i 11 lat po pierwotnie planowanym terminie.

Pierwszy demon­stra­tor tech­no­lo­gii TD1 (KH2001) w jed­nym z lotów prób­nych. Samolot został obla­tany 4 stycz­nia 2001 r. – 18 lat po zaini­cjo­wa­niu pro­gramu LCA i 11 lat po pier­wot­nie pla­no­wa­nym ter­mi­nie.

Konstrukcja i napęd

LCA jest nie­wiel­kim jed­no­sil­ni­ko­wym śred­nio­pła­tem w ukła­dzie bez­ogo­no­wym (tj. bez uste­rze­nia pozio­mego) z trój­kąt­nymi skrzy­dłami z łamaną kra­wę­dzią natar­cia (com­po­und delta). Układ aero­dy­na­miczny został zop­ty­ma­li­zo­wany do lotów z pręd­ko­ściami nad­dźwię­ko­wymi. Dla zwięk­sze­nia manew­ro­wo­ści samo­lot zapro­jek­to­wano jako nie­sta­teczny sta­tycz­nie (z tzw. uwol­nioną sta­tecz­no­ścią – Relaxed Static Stability, RSS). Oznaczało to koniecz­ność zasto­so­wa­nia aktyw­nego cyfro­wego sys­temu ste­ro­wa­nia lotem (Flight Control System, FCS), zwa­nego popu­lar­nie fly-by-wire (FBW). Dla zwięk­sze­nia bez­pie­czeń­stwa FCS ma cztery nie­za­leżne kanały.
W kon­struk­cji pła­towca zasto­so­wano w sze­ro­kim zakre­sie mate­riały kom­po­zy­towe z włó­kien węglo­wych, które w demon­stra­to­rach tech­no­lo­gii sta­no­wiły 30% masy pła­towca, a w kolej­nych egzem­pla­rzach już 45% (udział sto­pów dura­lu­mi­nium spadł z 57% do 43%, stopy tytanu sta­no­wią 5%, stal 4,5%, a inne mate­riały 2,5%). Dzięki temu obni­żono masę wła­sną o około 20% i zmniej­szono liczbę czę­ści o około 40% w porów­na­niu z kon­struk­cją wyłącz­nie meta­lową, przy zacho­wa­niu wyma­ga­nej wytrzy­ma­ło­ści i sztyw­no­ści. Przekłada się to na obni­że­nie pra­co­chłon­no­ści i kosz­tów pro­duk­cji. Z kom­po­zy­tów węglo­wych wyko­nano 90% powierzchni pła­towca, w tym pokry­cie kadłuba (poza samą koń­cówką), pokrywy wnęk pod­wo­zia, płyty hamul­ców aero­dy­na­micz­nych, całe uste­rze­nie pio­nowe (sta­tecz­nik sta­nowi poje­dyn­czy ele­ment) oraz skrzy­dła (zarówno pokry­cie, jak i więk­szość dźwi­ga­rów i żeber). Osłona anten na szczy­cie sta­tecz­nika pio­no­wego została wyko­nana z kom­po­zytu z włó­kien szkla­nych, a osłona anteny radaru z kevlaru.
Niewielkie gaba­ryty, duży udział kom­po­zy­tów w kon­struk­cji oraz kanał dolo­towy powie­trza do sil­nika w kształ­cie litery Y powo­dują, że LCA ma jedną z naj­mniej­szych war­to­ści sku­tecz­nej powierzchni odbi­cia rada­ro­wego (Radar Cross Section, RCS) spo­śród myśliw­ców czwar­tej gene­ra­cji. Na pew­nym eta­pie roz­wa­żano zasto­so­wa­nie w maszy­nach seryj­nych powłok pochła­nia­ją­cych pro­mie­nio­wa­nie elek­tro­ma­gne­tyczne (Radar Absorbent Material, RAM), ale oka­zało się to zbyt ambit­nym wyzwa­niem.
Skrzydła mają poru­szane hydrau­licz­nie trzy­seg­men­towe sloty na kra­wę­dzi natar­cia i dwu­seg­men­towe ste­ro­lotki na kra­wę­dzi spływu. Sterolotki peł­nią funk­cję ste­rów wyso­ko­ści, lotek i klap. Mniejszy skos kra­wę­dzi natar­cia w przy­ka­dłu­bo­wych czę­ściach skrzy­deł powo­duje powsta­wa­nie wirów, które popra­wiają opływ powie­trza nad górną powierzch­nią skrzy­deł i zwięk­szają sku­tecz­ność steru kie­runku w locie z dużymi kątami natar­cia. Hamulce aero­dy­na­miczne zamon­to­wano w tyl­nej gór­nej czę­ści kadłuba, po obu stro­nach uste­rze­nia pio­no­wego. W nasa­dzie uste­rze­nia zabu­do­wano pojem­nik ze spa­do­chro­nem hamu­ją­cym, skra­ca­ją­cym dobieg po lądo­wa­niu. Stałe (nie­re­gu­lo­wane) wloty powie­trza do sil­nika umiesz­czono po bokach kadłuba pod skrzy­dłami.
Ciśnieniowa, kli­ma­ty­zo­wana kabina pilota zakryta jest dwu­czę­ściową osłoną, zło­żoną z nie­ru­cho­mego wia­tro­chronu i odchy­la­nej na prawą stronę owiewki. W demon­stra­to­rach tech­no­lo­gii osłona kabiny wyko­nana została ze wzmoc­nio­nego szkła akry­lo­wego, a w kolej­nych samo­lo­tach z poli­wę­glanu. Pilot sie­dzi na fotelu wyrzu­ca­nym Martin-Baker Mk 16 (w demon­stra­to­rach i pierw­szych dwóch pro­to­ty­pach zasto­so­wano fotele wyrzu­cane Martin-Baker IN10LG), który w przy­szło­ści ma zostać zastą­piony fote­lem rodzi­mej kon­struk­cji.
Do napędu LCA prze­wi­dy­wano począt­kowo sil­nik rodzi­mej kon­struk­cji GTX-35VS Kaveri, opra­co­wy­wany od 1986 r. w Gas Turbine Research Establishment (GTRE) w Bangalurze. Jest to sil­nik dwu­prze­pły­wowy, dwu­wir­ni­kowy (dwu­wa­łowy), z dopa­la­czem, o niskim stop­niu dwu­prze­pły­wo­wo­ści 0,16 (doce­lowo ma wyno­sić 0,5) i stop­niu sprę­ża­nia 21,5 (doce­lowo 27). Ma trzy­stop­niową osiową sprę­żarkę niskiego ciśnie­nia, sze­ścio­stop­niową osiową sprę­żarkę wyso­kiego ciśnie­nia, pier­ście­niową komorę spa­la­nia, jed­no­stop­niową tur­binę wyso­kiego ciśnie­nia, jed­no­stop­niową tur­binę niskiego ciśnie­nia, komorę dopa­la­cza i dyszę wylo­tową o regu­lo­wa­nym prze­kroju. Jego dłu­gość wynosi 3490 mm, śred­nica 910 mm, masa 1235 kg (doce­lowo ma być zmniej­szona do około 1000 – 1100 kg). Osiąga ciąg mak­sy­malny 52 kN bez dopa­la­nia i 81 kN z dopa­la­niem.

  • Leszek A. Wieliczko

To jest skrócona wersja artykułu.

CZYTAJ E-WYDANIE KUP WYDANIE PAPIEROWE