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 2/85) 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.
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.
Pełna wersja artykułu
Pełna wersja artykułu
Pełna wersja artykułu
Pełna wersja artykułu