Приветствуем, Бродяга! ------------ Приветствую тебя, Сталкер! Ну что стоишь? Проходи, не стесняйся. Мы рады любым гостям! ------------ Вход Регистрация
Вся предоставленая информация взята с ресурсов: http://worldweapon.ru/index.shtml http://warplane.ru/
Ударный вертолёт Ка-50
Экипаж, чел 1 Скорость, км/ч -Максимальная - 310 -Крейсерская - 270 Потолок, м - Статистический - 4000 - Динамический - 5500 Дальность, км Перегоночная - 1160 Действия - 450 Масса, кг Максимальная взлетная - 10800 Нормальная взлетная - 9800 Пустого вертолета - 7692 Максимальная боевая нагрузка, кг 1811 Габариты вертолета, м Длина с вращающимися винтами - 16 Диаметр несущего винта - 14,65 Ширина фюзеляжа - 7,34 Высота - 4,93 Двигатели, л.с. 2 х ТВ3-117 по 2200
Работа по созданию боевого вертолета Ка-50 началась на Вертолетном научно-техническом комплексе им. Н.И. Камова в 1977 г. Основу парка боевых вертолетов Советской армии в то время составляли Ми-24, которые по своим характеристикам не могли противостоять новому американскому боевому вертолету огневой поддержки AH-64 "Апач", разработка которого шла полным ходом.
Используя соосную схему на вертолете Ка-50 (при этой схеме несущие винты расположены на одной оси и вращаются в противоположном направлении), конструкторам удалось создать вертолет простой в управлении, как в ручном, так и в автоматическом режиме, имеющий отличную маневренность и высокую боевую живучесть.
Ка-50 способен перемещаться боком, т.е. скользить со скоростью 80 км/ч, и летать назад со скоростью 90 км/ч. Перемена направления движения на противоположное происходит за несколько секунд.
Основу боевой мощи Ка-50 составляют противотанковое управляемое вооружение, неуправляемые ракеты и пушка. Сверхзвуковые противотанковые ракеты "Вихрь" способны поражать как наземные, так и перемещающиеся, со скоростью 800 км/ч, воздушные цели. Мощная пушечная установка калибра 30 мм имеет переменный темп стрельбы и выбор типа снаряда из двух патронных ящиков (селективное питание), снаряженных бронебойными и осколочно-фугасными снарядами, что позволило на 30% повысить эффективность поражения бронированных и воздушных целей. Пушка имеет возможность перемещаться в вертикальной и горизонтальной плоскостях, выдерживая направления стрельбы.
Особенно тщательно разработаны элементы защиты пилота и топливной системы. Пилот Ка-50 размещен в полностью бронированной кабине и имеет возможность катапультироваться при любой скорости и высоте. Особенности размещения топливной системы исключают возможность возникновения пожара при аварийной жесткой посадке. Вертолет способен продолжать полет на одном двигателе при пожаре другого.
Ка-50, выполнивший свой первый полет летом 1982 г., по мнению специалистов ВВС, а так же зарубежных экспертов - не просто хорошая машина, это новое направление в вертолетостроении и тактике армейской авиации. И не случайно он был принят на вооружение армии России, как вертолет XXI века. Вооружение Ка-50
30 мм танковая пушка, до 80 ракет класса "Воздух-земля" калибра 80 мм. или до 16 противолодочных ракет "Вихрь", управляемых лазером, с радиусом действия 8-10 км. ***Альтернативные виды оружия: пулемёты, ракеты класса "Воздух-воздух" или разборного оружия***
Система индикации и приборы отражают всю текущую информацию о полете и состоянии систем. Предусмотрены также режимы работы с информацией, получаемой по радиоканалу от разведывательных вертолетов. Ка-50 способен маневрировать с внезапным изменением курса на 180 градусов, выполнять резкие боковые перемещения со скоростью более 100 км/ч.
Установленная на нем аппаратура позволяет выполнять полеты с огибанием рельефа, обеспечивать стабилизацию высоты
Ударный вертолёт Ка-52
Экипаж, чел 2 Скорость, км/ч На пикировании - 350 Потолок, м Статистический - 3600 Динамический - 5500 Вертикальная перегрузка, ед 3,0 Практическая дальность, км 520 Масса, кг Нормальная взлетная - 10400 Максимальная боевая нагрузка, кг 1811 Габариты вертолета, м Диаметр несущего винта - 14,5 Двигатели, тип 2ГТД ТВ3-117ВМА по 2200 л.с.
Многоцелевой всепогодный боевой вертолет Ка–52 «Аллигатор» — двухместная модификация ударного Ка–50. Предназначен для решения широкого круга боевых задач днем и ночью в любое время года с применением всех средств поражения Ка–50. Это командирская машина армейской авиации, призванная повысить эффективность групповых действий боевых вертолетов.
Вертолет Ка–52 соосной схемы от своего предшественника отличается расширенной носовой частью фюзеляжа и двухместной кабиной экипажа, в которой катапультные кресла пилотов расположены «бок о бок». Пилотирование вертолета могут осуществлять без ограничений оба пилота. Кабина бронирована. Вертолет пригоден для использования в учебном варианте. Высокие летные данные соосной машины в сочетании с уникальной маневренностью позволяют Ка–52 выполнять боевые маневры в малом объеме воздушного пространства для занятия выгодной атакующей позиции за кратчайшее время. Большое число вариантов вооружения достигается размещением на правом борту скорострельной подвижной пушки, а также на четырех точках подвески под крылом в различных сочетаниях ПТУР, НАР, ракет «воздух-воздух», стрелково-пушечного оружия контейнерного типа и бомб различного калибра. По боевой мощи оружия «Аллигатор» не уступает Ка–50 и превосходит все остальные существующие боевые вертолеты. Общая масса средств поражения на подкрыльевых держателях составляет 2000 кг.
Бортовой многофункциональный радиоэлектронный комплекс обеспечивает пилотирование, навигацию, решение боевых задач и применение средств поражения круглосуточно в любое время года. Структурно комплекс представляет собой мультиплексную многоуровневую систему на базе БЦВМ с большим объемом памяти и быстродействия. Обзорно-поисковая и прицельная системы, включающие нашлемные индикаторы информации и целеуказания, обеспечивают круглосуточное и всепогодное обнаружение заданных целей и их атаку с помощью оптической, телевизионной, лазерной, тепловизионной и радиолокационной аппаратуры.
Ми-28Н (Ми-28НЭ), «Ночной охотник», вертолет огневой поддержки
Основные характеристики: Скорость полета максимальная/крейсернкая, км/ч 324/265 Динамический/статический потолок,м 5700/3700 Дальность полета практическая/перегоночная, км 460/1100 Взлетная масса нормальная/максимальная, кг 10700/12000 Масса пустого вертолета, кг 8590 Длина/ширина/высота с обтекателем РЛС, м 7,01/5,82/4,72
История создания Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 6.05.1968 г. наряду с созданием Ми-24 была предусмотрена и разработка на его основе перспективной модели винтокрылого штурмовика, обладающего более высокой скоростью полета, хорошей устойчивостью и маневренностью. Но смерть М.Л. Миля и загруженность фирмы стали причиной приостановки работ. Углубленная проектная разработка боевого винтокрыла Ми-28 продолжилась под руководством нового главного конструктора М.Н. Тищенко в 1972 г. В 1973 г. был выполнен проект такой машины взлетной массой до 11,5 т с двумя двигателями ТВЗ-117Ф мощностью 2800 л.с. каждый, двумя несущими винтами диаметром 10,3 м и толкающим пропеллером. Был построен макет и проработаны агрегаты и системы. В связи с пересмотром в середине 70-х гг. концепции применения боевых винтокрылых машин конструкторы МВЗ в инициативном порядке разработали технические проекты ряда боевых вертолетов. В их числе был и с одним несущим винтом диаметром 16 м и двумя двигателями ТВЗ-117Ф, который и был признан наиболее перспективным для Ми-28. В связи с широким привлечением смежных предприятий проектирование Ми-28 приняло характер национальной комплексной программы. К 1976 г. внешний облик Ми-28 в основном определился, а все работы возглавил заместитель главного конструктора А.Н. Иванов (ответственный ведущий конструктор М.В. Вайнберг). Разработанное техническое предложение получило положительную оценку и был сформирован круг соисполнителей. 16 декабря 1976 г. ЦК КПСС и СМ СССР приняли постановление о разработке вертолетов Ми-28 и Ка-50 на конкурсной основе. Отсутствие конкретного тактико-технического задания от ВВС предоставило специалистам МВЗ и УВЗ широкую свободу действий. Прототипами Ми-28 стали Ми-24 и американский АН-64 «Апач». К концу 1977 г. был закончен эскизный проект и согласованы со смежниками все вопросы создания комплектующих систем оборудования и вооружения, в последующие 1,5 года – согласовано с заказчиком тактико-техническое задание и в 1979 г. началось проектирование опытного вертолета Ми-28А. испытания первых экспериментальных образцов агрегатов и систем. В августе 1980 г. Комиссией Президиума СМ СССР по военно-промышленным вопросам принято решение о строительстве 2 опытно-экспериментальных образцов, не дожидаясь официального утверждения окончательного макета. Положительное заключение макетной комиссии последовало в конце 1981 г., когда был передан на статические испытания первый образец вертолета и строился первый летный экземпляр. Поэтому первый опытный Ми-28А дорабатывался до требуемого уровня в ходе летных испытаний и поднялся в воздух 10 ноября 1982 г. Работы были завершены и к 1987 г. построено 2 машины. Однако модификация Ми-28А в серию не поступила, так как вертолет не отвечал требованиям по круглосуточному функционированию. Работы над модификацией Ми-28Н («ночной») были продолжены в 1993 г., первый полет осуществлен в 1996 году.
Назначение Боевой вертолет Ми-28Н предназначен для круглосуточного ведения боевых действий и поражения наземных (танков, бронетехники, живой силы, защищенных объектов и площадных), надводных (катеров и других малых плавательных средств) и воздушных (скоростных, малоскоростных и низколетящих) целей противника, постановки минных заграждений, а также оказания огневой поддержки сухопутным войскам. Он представляет собой вертолёт одновинтовой схемы с пятилопастным несущим и Х-образным рулевым винтами, прямым крылом малого размаха и трёхстоечны.
Конструктивные особенности В конструкции вертолёта использован принцип взаимного экранирования агрегатов и защиты наиболее важных менее важными элементами. Фюзеляж вертолета цельнометаллический, полумонококовой конструкции из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов, с кабиной экипажа в носовой части. Размеры фюзеляжа значительно меньше фюзеляжа вертолета Ми-24. Двухместная кабина экипажа разделена бронированной перегородкой на кабины штурмана-оператора и летчика, расположение сидений которых аналогично Ми-24. Кабина образована плоскими поверхностями и полностью бронирована облегченной титановой броней с керамическими наружными плитками, которые могут меняться. Малобликующее броневое остекление выдерживает прямое попадание 12,7-мм пуль. Спасение экипажа на малых высотах осуществляется с использованием энергопоглащающих кресел с системой перевода экипажа в необходимую изготовочную позу, на больших высотах – с использованием парашютов через боковые двери (штурман-оператор влево, летчик право). За кабиной экипажа в техническом отсеке могут разместиться два человека (доступ в отсек через люк и откидной трап с левого борта). Несущий винт пятилопастный (диаметр аналогичен Ми-24) с увеличенной кривизной прямоугольных лопастей (хорда 0,67 м) для создания большой подъемной силы. Концевые части лопастей стреловидные по передней кромке, имеют стеклопластиковый лонжерон с присоединенными к нему стеклопластиковыми секциями с сотовым заполнителем и противоэрозионной титановой накладкой с электрической антиоблединительной системой на носке лопасти. Титановая втулка несущего винта оснащена эластомерными шарнирами и гидравлическими демпферами. Скорость вращения винта 242 об/мин. Рулевой винт (четырехлопастный, диаметр 3,84 м) образован двумя двухлопастными винтами с эластомерными горизонтальными шарнирами. Лопасти (прямоугольные, из стеклопластика, хорда 0,24 м) рулевых винтов установлены под углами 45° и 135° для уменьшения уровня шума. Крыло малого удлинения (4,88 м) служит для разгрузки несущего винта и используется для подвески вооружения и контейнеров с оборудованием или подвесных топливных баков на четырех узлах под крылом и двух на концах крыла. Имеет кессонную конструкцию их алюминиевых сплавов с применением композиционных материалов, среднерасположенное, с отрицательным поперечным V. Шасси трехопорное, с хвостовым колесом, неубирающееся. Главные опоры оснащены амортизаторами, снижающими перегрузки при ударе о землю с вертикальной скоростью (12 м/с) до физиологически переносимого уровня. Колея шасси 2,29 м, база шасси 11 м. Силовая установка включает два турбовальных ГТД со свободной турбиной ТВЗ-117ВМА (2х2200 л.с., взлетная мощность 1620 кВт), установлены в отдельных гондолах по бокам фюзеляжа с модернизированной электронной системой регулирования. Вспомогательная силовая установка (ГТД за редуктором несущего винта сверху фюзеляжа) подает сжатый воздух для запуска двигателей и привода систем. Воздухозаборники ГТД имеют пылезащитные устройства. Сопла охлаждаются поступающим потоком воздуха, который смешивается с потоком газов ГТД для уменьшения ИК-излучения. Топливо содержится в мягких топливных баках общей емкостью около 1900 л с латексным самозатягивающимся протектором. Для перегоночных полетов возможна установка подвесных топливных баков. Механическая система управления оснащена дублированными гидроусилителями. Органы управления полетом размещены в кабине летчика, управления вооружением – в кабине штурмана-оператора. Предполагается разработка электродистанционной системы управления. Электрическая система переменного тока питается от двух генераторов с приводом от главного редуктора. Интегрированный комплекс БРЭО - надвтулочная РЛС кругового обзора (БРЛС «Арбалет»); стабилизированная обзорно-прицельная станция оператора с оптическим, тепловизионным и ТВ каналами наблюдения; тепловизионная станция летчика и лазерный дальномер; нашлемная система целеуказания и индикации; очки ночного видения летчика; инерциальная и спутниковая навигационные системы, система навигации по физическим полям Земли; система электронной индикации с цветными многофункциональными дисплеями на жидкокристаллических дисплеях. Автопилот, система автоматического управления САУ-92, обеспечивающая восстановление режима работы двигателя при стрельбе. Бортовой комплекс обороны (аппаратура предупреждения о лазерном облучении Л-126 и Л-140, устройство выброса ПК ловушек УВ-26).
без учета влияния земли............................................... 5545........................ 3110
с учетом влияния земли.................................................. 5030........................ 2410
динамический потолок, м ................................................6100........................ 5150
дальность полета
с максимальным запасом топлива
во внутренних баках без резерва, км ........................705 .........................940
дальность полета
при максимальной взлетной массе 8750 кг
с внешними баками, км .....................................................1260 .......................1335
Боевой вертолет CSH-2 «Роивалк» разрабатывается южноафриканской фирмой «Атлас Эркрафт» с 1980 г. Первые контракты ВВС ЮАР на разработку вертолета были заключены в марте 1981 т., но дальнейшая разработка велась в основном на средства фирмы, которая пошла по пути использования элементов конструкции планера существующих вертолетов, комплексирования электронных систем, разработки и оценки системы вооружения.
Среди основных требований ВВС к вертолету: выживание в условиях повышенной опасности, общность конструкции с существующим парком средних транспортных вертолетов «Орикс» (развитие французского вертолета «Супер Пума»), быстрая реакция на поставленную боевую задачу, снижение нагрузки летчика за счет второго члена экипажа, срок службы в течение 30 лет. Основное назначение вертолета: борьба с танками и огневая поддержка с воздуха; дополнительные задания: разведка, эскортирование, проникновение в глубокий тыл противника. По техническим характеристикам и конфигурации вертолет CSH-2, являясь развитием французского вертолета «Пума», приближается к американскому боевому вертолету Макдоннелл-Дуглас АН-64 «Апач».
Первый полет вертолета-стенда ХН-1, созданного на базе многоцелевого французского вертолета «Алуэтт III», состоялся 2 февраля 1985 г. Проектирование опытного вертолета CSH-2 было начато в 1984 г. На базе вертолетов Аэроспа-сьялъ AS.330 «Пума» были изготовлены два вертолета-стенда ХТР-1 и ХТР-2 различного назначения: для отработки агрегатов местного производства из КМ, модифицированных двигателей, оценки системы орудия. Первый опытный вертолет CSH-2 совершил первый полет 11 февраля 1990 г. В начале 1992 г. начата программа летных испытаний второго опытного вертолета, предназначенного для оценки электронного оборудования и систем вооружения. Первый полет третьего опытного вертолета планировался в 1996 г., сертификация и начало поставок серийных вертолетов в 1997—1990 гг. Проведены испытания различных систем наведения (лазерной полуактивной, инфракрасной и радиолокационной миллиметрового диапазона) и оценка новых видов вооружения. Стоимость разработки составила 300 млн долларов (1,4 млрд франков). Предполагается постройка 16 серийных боевых вертолетов «Роивалк» для ВВС ЮАР, заказано 6 боевых вертолетов «Роивалк» для Малайзии. Перспективы экспортной продажи оцениваются в 200—600 вертолетов.
Вооружение. Комплект вооружения может включать 20-мм пушку Кентрон GA-1 «Рэтлер» с боезапасом 400—700 снарядов или 30-мм пушку скорострельностью 900 выстрелов в минуту на носовой гидравлически управляемой турельной установке ТС-20, скомплектованной с системой TDATS и наземными прицелами. На пилонах под крылом могут быть установлены 2—4 контейнера с 8—16 ПТУР ZT-35 «Свифт» или ZT-4 с лазерной системой наведения с дальностью пуска 5 км, 2—4 контейнера с 44 или 83 НАР калибром 68 мм со складывающимся стабилизатором; на концах крыла — две управляемые ракеты класса «воздух-воздух» Армскор V3B «Кукри» или V3C «Дартер» с инфракрасной системой наведения дальностью 3000 м. В системе вооружения имеются два вычислительных устройства, каждое из которых обслуживает оружие одной из консолей крыла.
British Aerospace Hawk Mk. 200 Тактический штурмовик
Год принятия на вооружение - 1994 Размах крыла, м – 9,39 Длина самолета, м – 11,33 Высота самолета, м – 4,16 Площадь крыла, кв.м – 16,69 Масса: - пустого самолета – 4450 - нормальная взлётная – 7510 - максимальная взлетная – 9100. Топливо: - внутренние топливо – 1360 кг - ПТБ – 932 кг. Тип двигателя - 1 ТРД Rolls-Royce/Turbomeca Adour Mk.871 Максимальная тяга – 2650 кгс. Максимальная скорость на высоте – 1380 км/ч На уровне моря – 1065 км/ч Практическая дальность, км - 2600 Боевой радиус действия, км – 890-1550 Практический потолок, м - 13710 Максимальные эксплуатационные перегрузки – 8 Экипаж – 1 чел
Вооружение: 1 или 2 25-мм пушки Aden 25 с 100 патронами на пушку. Боевая нагрузка - 3000 кг на 9 узлах подвески: управляемые ракеты: 4 УР "воздух-воздух" AIM-9 Sidewinder. 2 УР "воздух-земля" AGM-65 Maveric, 1 ПКР Sea Eagle Бомбовая нагрузка: 5 272-кг кассетных бомб, 9 113-кг, 250-кг или 6 454-кг бомб, или 36 36-кг бомб площадного поражения, или 9 227-л напалмовых бака неуправляемые ракеты: 4 ПУ 18х68-мм или 12х81-мм или 4х100-мм или 19х70-мм или 4х127-мм Контейнеры: 1 контейнер с 30-мм пушкой Aden Mk.4 контейнер с разведывательной аппаратурой.
В мае 1986 года начались испытания штурмовиков Hawk серии Мк.200. Штурмовики этой серии имеют много общего со штурмовиками серии Мк.100. На них также устанавливается двигатель "Адур" Мк.871, они имеют примерно аналогичный набор бортового радиоэлектронного оборудования. Отличием является то, что эти самолеты выполнены в одноместном варианте. В связи с этим изменена конструкция передней части фюзеляжа. За счет ликвидации кабины инструктора и изменения носовой части на них размещаются одна-две пушки "Аден" калибра 25 мм и дополнительное оборудование. Эти самолеты предполагается использовать в качестве истребителя для борьбы с низколетящими целями, штурмовика - для непосредственной авиационной поддержки сухопутных войск, а также как самолет-разведчик и в противокорабельном варианте.
Исходя из этого, могут меняться и варианты вооружения. В частности, на одном подфюзеляжном и четырех подкрыльных узлах подвески штурмовик серии Мк.200 может нести в различных вариантах управляемые ракеты класса "воздух - воздух", неуправляемые ракеты, авиационные бомбы, противокорабельные ракеты, другое оружие, а также подвесные топливные баки, контейнеры с разведывательной и другой аппаратурой.
Hawk Mk.200 - основная серийная модель 1994 года выпуска.
Hawk Mk.200-60 - модификация с системами управления от Hawk Mk.60.
Hawk Mk.200-100 - - модификация с системами управления от Hawk Mk.60, а так же РЛС Ferranti Blue Fox и Westinghouse APG-66(H).
Hawk Mk.203 - вариант Hawk Mk.200 для ВВС Омана.
Hawk Mk.205 - модификация для ВВС Саудовской Аравии с ПКР Sea Eagle и УР "воздух-воздух" Sky Flash (среднего радиуса действия).
Hawk Mk.208 - вариант Hawk Mk.200 для ВВС Малайзии.
Экипаж: 1 человек Длина: 24,91м Высота: 5,93м Размах крыльев: 14,7м Площадь крыла: 62кв.м Вес пустого: 16380кг Нормальный вес: 23000кг Максимальный вес: 33000кг Максимальный вес топлива: 9500кг Практический потолок: 18000м Взлётная скорость: 270км/ч Посадочная скокость: 234км/ч Перегрузка: 8 Максимальная нагрузка на крыло: 532,3кг/кв.м Максимальная скорость подъёма: 325м/с Дальность полёта без ПТБ: 3680км Вооружение: ПШ-301, 8000кг на 10 пилонах
Су-27 (Flanker по классификации НАТО) — советский/российский многоцелевой высокоманевренный всепогодный истребитель. Предназначен для завоевания превосходства в воздухе. Принят на вооружение в СССР в 1990 г. На текущий момент является одним из основных самолётов ВВС России, состоит на вооружении в странах СНГ, Индии, Китае и других странах.
Разработан в ОКБ Сухого. Главный конструктор Су-27 — Михаил Петрович Симонов.
Основное боевое применение — тяжёлый истребитель-перехватчик большого радиуса действия, самолёт завоевания превосходства в воздухе. На основе Су-27 разработано большое количество модификаций: учебно-боевой Су-27УБ, палубный истребитель Су-33 (Су-27К), многоцелевые истребители Су-30 (Су-27ПУ), Су-35 (Су-27М) и Су-37 (Су-27М2), а также фронтовой бомбардировщик Су-34 (Су-27ИБ).
Экипаж: 1 человек Длина: 17,32м Высота: 4,73м Размах крыльев: 11,36м Площадь крыла: 38,06 кв.м Вес пустого: 10900кг Нормальный вес: 15240кг Максимальный вес: 18500кг Максимальный вес топлива: 4640кг Практический потолок: 18000м Взлётная скорость: 260км/ч Посадочная скорсть: 235км/ч Перегрузка: 9 Максимальная нагрузка на крыло: 486,1 кг/кв.м Максимальная скороподъёмность: 325 м/с Дальность полёта без ПТБ: 1430км Вооркжение: пушка ГШ-301, 3000кг на 5 пилонах
МиГ-29 (по кодификации НАТО: Fulcrum — «Точка опоры») — многоцелевой советский, ныне российский истребитель четвёртого поколения. Первые наработки по проекту лёгкого фронтового истребителя нового поколения были начаты в конце 60-х годов XX века. В 1969 году был объявлен конкурс на разработку такого самолёта. В нём приняли участие конструкторские бюро Сухого и Яковлева, а также Микояна и Гуревича. Победителем было признано ОКБ «МиГ». Детальная проработка проекта начата в 1971 году. Первый полёт прототипа был совершён 6 октября 1977, а серийное производство развёрнуто в 1982 году на базе московского завода № 30 («Знамя труда»). В августе 1983 первые серийные МиГ-29 начали поступать в ВВС СССР. К началу 1985 года первые два авиаполка на МиГ-29 достигли оперативной готовности. В 1988 году МиГ-29 был впервые представлен на международном авиасалоне в Фанборо. Этот тип истребителей активно поставлялся на экспорт во множество стран. Было разработано и выпущено множество различных модификаций, включая палубные. Всего до 1991 было произведено около 800 МиГ-29.
Модификации: МиГ-29 (9-12) — Фронтовой истребитель МиГ-29 (9-12А) — Экспортная модификация 9-12, поставлявшаяся в страны варшавского договора и другие страны, в экспортную модель внесены изменения в РЛПК-29. Комплектовались ракетами Р-27Р1 и Р-27Т1 имевшие ухудшенные характеристики относительно базовых модификаций. МиГ-29 (9-13) — Фронтовой истребитель. Не имеет особых отличий от модификации 9-12 кроме установки станции РЭБ «Гардения».Увеличена площадь РН, установлен генератор вихрей на ПВД. МиГ-29 (9-14) — Фронтовой истребитель МиГ-29Н — Многоцелевой истребитель МиГ-29БМ — Многоцелевой истребитель МиГ-29С (9-13С) Дальнейшее развитие модификации 9−13, в номенклатуре вооружения появилась ракета Р-77(РВВ-АЕ). МиГ-29СД — Многоцелевой истребитель МиГ-29СМ МиГ-29СМТ (9-17) — одноместный, модернизированный вариант истребителя МиГ-29СМ МиГ-29К (9-31, 9-41) — Палубный истребитель МиГ-29КУБ (9-47) — Палубный истребитель учебно-боевой. МиГ-29КВП — Экспериментальный самолет МиГ-29УБ — Многоцелевой учебно-боевой истребитель МиГ-29УБТ (9-52) — конструкция близка к МиГ-29СМТ, но все же является модификацией учебно-боевого самолета МиГ-29УБ. МиГ-29М (9-15) МиГ-29М2 — двухместный многоцелевой истребитель МиГ-29ОВТ — истребитель с отклоняемым вектором тяги создан на базе истребителя МиГ-29М МиГ-35 — глубокая модернизация МиГ-29М (МиГ-33)
Сообщение отредактировал SG-1_27 - Воскресенье, 16.03.2008, 13:52
Вся предоставленая информация взята с ресурсов: http://worldweapon.ru/index.shtml http://warplane.ru/
Многоцелевой ударный вертолет Bo.105
Год принятия на вооружение 1969 Диаметр главного винта, м 9,84 Диаметр хвостового винта, м 1,9 Длина, м 8,56 Высота, м 3 Масса, кг - пустого 1688 Масса, кг - нормальная взлетная 2380 Масса, кг - максимальная взлетная 2500 Внутренние топливо, кг 320 Тип двигателя 2 ГТД Allison 250-C20B Мощность, л.с. - при взлете 2 х 425 Мощность, л.с. - при полете 2 х 405 Максимальная скорость, км/ч 270 Крейсерская скорость, км/ч 240 Практическая дальность, км 1110 Дальность действия, км 320 Скороподъемность, м/мин 540 Практический потолок, м 4265 Статический потолок, м 2560 Экипаж, чел 2
Многоцелевой вертолет Bo.105 начал разрабатываться в первой половине 60-х годов. Первый серийный образец был выпущен в конце 1969 года. На вертолете установлен четырехлопастный несущий винт с жестким креплением лопастей прямоугольной формы, изготовленных из стеклопластика. Вертолет обладает высокой надежностью, так как основные его системы дублированы. Данная машина нашла широкое применение в вооруженных силах Германии, Великобритании, Испании, США и Канады. Серийно выпускается канадской фирмой "Геликоптер". В зависимости от целей и задач он используется в разведывательном и противотанковом вариантах. На новых модификациях вертолетов установлено современное радиоэлектронное оборудование. Французская система прицеливания фирмы "SLIM", имеющая инфракрасную и телевизионную аппаратуру обзора и лазерный дальномер, обеспечивает возможность применения вертолета в сложных метеорологических условиях. На внешних узлах подвески вертолета может быть установлено шесть противотанковых управляемых ракет типа "Хот" или контейнеры с неуправляемыми авиационными ракетами. На турели под фюзеляжем установлена автоматическая пушка с боекомплектом 500 снарядов. Правительство Федеративной Республики Германии заказало для бундесвера 439 машин Вo.105. В это число входило 227 аппаратов Вo.105 М(VBH) для разведки и обеспечения связи и 212 противотанковых вертолетов Вo.105 Р(РАН-1), способных нести шесть противотанковых управляемых ракет типа Euromissile HOT. Поставки начались в декабре 1980 г. Фирмой Мессершмитт-Бёльков-Блом также разработан противотанковый вариант, способный нести восемь управляемых по проводам ракет типа Хьюз (Hughes) TOW. Другими военными пользователями аппаратов Вo.105 являются Военно-морские силы Мексики (6 вертолетов) и испанская армия (60 вертолетов, 57 из которых собраны фирмой CASA). Вo.105 собирается также в Индонезии под обозначением Нуртаньо (Nurtanio) NBo.105 и в Чили. Вертолеты этого типа используются в Брунее, Канаде, Колумбии, Голландии, Ираке, Нигерии, Швеции. К 1991 г. более 1300 Вo.105 было поставлено в 37 стран. Модификации вертолета Вo.105CBS - вариант с немного удлиненным фюзеляжем для обеспечения большей пассажиро- и грузовместимости. Вo.105D - вариант с модифицированным оборудованием; поставлялся в Великобританию и Нигерию. Вo.105LS - вариант, предназначенный для действий в условиях тропиков и высокогорья, представляет собой комбинацию увеличенной кабины варианта Вo.105CBS и двух турбовальных двигателей Аллисон 250-С28С с максимальной взлетной мощностью 373 кВт (500 л.с.).
Многоцелевой ударный вертолёт Lynx AH
Год принятия на вооружение 1977 (1986) Диаметр главного винта, м 12,80 Диаметр хвостового винта, м 2,21 (2,36) Длина, м 12,02 (13,24) Высота, м 3,504 (3,73) Масса, кг - пустого 2578 (3178) Масса, кг - нормальная взлетная 4355 Масса, кг - максимальная взлетная 4536 (5126) Внутренние топливо, л 973 + 214 Тип двигателя 2 ГТД Rolls-Royce Gem Mk 41-2 Мощность, л.с. 2 х 1150 Максимальная скорость, км/ч 306 Крейсерская скорость, км/ч 259 Практическая дальность, км 1340 Дальность действия, км 630 Продолжительность полета, ч 2,57 Скороподъемность, м/мин 756 (685) Практический потолок, м - Статический потолок, м 3230 Экипаж, чел 2
Работы по созданию многоцелевого вертолета Lynx АН Mk.1 начались в 1967 году. Это был совместный проект английской фирмы Westland и французской Aerospatiale. Первый полет состоялся в начале 1971 года. Фюзеляж типа "полумонокок" является цельнометаллической конструкцией. Вертолет имеет две кабины, грузовую и кабину экипажа. В первой можно перевозить достаточно тяжелые грузы. Для проведения поисково-спасательных работ вертолет оборудуется лебедкой грузоподъемностью 300 кг. Снаружи, с обеих сторон фюзеляжа, имеются узлы для крепления вооружения. Вертолет Lynx AH снабжен системой автоматического управления, современным радиооборудованием и сигнально-переговорными устройствами, доплеровской навигационной системой. Вертолет АН Mk.1 имеет на вооружении пушку калибра 20 мм с боезапасом 1500 патронов, установленную в кабине. На внешних узлах подвески могут размещаться два контейнера с 14 неуправляемыми ракетами калибра 50 мм, контейнеры управляемых ракет Aerospatiale AS.12 или CL 834 "Скюа". В 1981 году на вооружение стран НАТО поступили новые вертолеты Lynx II AH Mk.5 с двигателями Роллс Ройс Джем 41-1 мощностью 446 кВт. Вертолет хорошо зарекомендовал себя в боевых действиях в Ираке. В 1986 году был специально изготовлен вертолет Lynx AH G, на который были установлены лопасти принципиально новой формы. И в этом же году на нем был установлен мировой рекорд скорости - 400,87 км/ч. Lynx АН.Mk.9 - многоцелевой ударный вертолет, разработанный на базе многоцелевого ударного вертолета Lynx АН.Mk.1 (его модификации Lynx АН.Mk.7). Вертолет Lynx АН.Mk.9 предназначен для уничтожения танков и бронированной техники противника. На вооружении вертолета Lynx AH он имеет восемь противотанковых управляемых ракет типа TOW, размещенных в пусковых установках, закрепленных по бортам фюзеляжа. Вертолет может выполнять боевые задачи как днем, так и ночью, в простых и сложных метеоусловиях. Он оснащен современным радиоэлектронным и прицельным оборудованием, обеспечивающим высокую эффективность применения оружия. Модификации вертолета Lynx AH.Mk.9 Lynx АН.Mk.9 - основная модификация. Battlefield Lynx - вариант с смонтированной на кабине системой наведения для 8 ПТУР BGM-71 TOW. Десант в размере 10 солдат. Battlefield Lynx 800 - вариант Battlefield Lynx с ГТД LHTEC (Allison/Garrett) T800.
Год принятия на вооружение 1985 Диаметр главного винта, м 10,67 Диаметр хвостового винта, м 1,65 Длина, м 10,48 Высота, м 2,29 Масса, кг - пустого 1492 Масса, кг - максимальная взлетная 2492 Внутренние топливо, л 454 Тип двигателя 1 ГТД Allison 250-С30Х Мощность, л.с. 1 х 660 Максимальная скорость, км/ч 241 Крейсерская скорость, км/ч 237 Дальность действия, км 463 Продолжительность полета, ч 2,24 Скороподъемность, м/мин 469 Практический потолок, м 6250 Статический потолок, м 3360 Экипаж, чел 2
На вооружении 160-й специальной авиационной группы, больше известной как "ночные охотники", состоит вертолет OH-58D Kiowa Warrior фирмы Bell Helicopter Textron. Это первый разведывательно-ударный вертолет США. Он позволяет осуществлять разведку наземных целей и корректировать артиллерийский огонь. Первый вылет вертолета состоялся 6 октября 1981 г. На вертолете OH-58D установлен экономичный двигатель мощностью 454 кВт. Взамен полужесткого двухлопастного винта использован четырехлопастный несущий винт с упругой подвеской. Рулевой винт - двухлопастный.OH-580 может находиться в воздухе 2,5 часа. Для уменьшения возможности поражения ракетами с ИК-головкой наведения на вертолете установлена система ослабления теплового излучения двигателя и станция активных инфракрасных помех ALQ- 44(V)1. Экипаж и топливные баки на OH-58D закрыты бронещитами, выдерживающими попадания 30-мм снарядов. Вертолет OH-58D способен вести разведку в любое время суток и в плохих метеоусловиях. В состав оборудования вертолета OH-58D входят телевизионные и инфракрасные приборы, лазерный дальномер-целеуказатель, доплеровская радарная система и прибор ночного видения, установленный на шлеме пилота. Для обнаружения цели и определения расстояния до нее на вертолете установлена оптикоэлектронная система Mast Mounted Sight (MMS), расположенная над втулкой несущего винта. В 1991 году 15 вертолетов OH-58D Warrior принимали участие в боевых действиях в Персидском заливе. Модификации вертолета OH-58D OH-58D Kiowa - первая серийная модификация в роли разведчика. OH-58D Kiowa Warrior - модификация разведывательно-ударного вертолета. OH-58D Kiowa Warrior MPLH - модификация Multi-Purpose Light Helicopter, в роли многоцелевого вертолета сил специальных операций. Stealth Kiowa Warrior - перспективный вариант вертолета с системой малой заметности Stealth. Upgraded Kiowa Warrior - перспективный вариант с ИК датчиками, лазерной системой целеуказания, с цифровыми дисплеями на шлемах пилотов.
Многоцелевой ударный вертолет PAH-2 Tiger
Год принятия на вооружение 1999 Диаметр главного винта, м 13,0 Диаметр хвостового винта, м 2,70 Длина, м 14,00 Высота, м 4,32 Масса, кг - пустого 3300 Масса, кг - нормальная взлетная 5400 Масса, кг - максимальная взлетная 6000 Внутренние топливо, л 1360 Тип двигателя 2 ГТД MTU/Turbomeca/Rolls-Royce MTR 390 Мощность при взлете, л.с. 2 х 1300 Мощность при полете, л.с. 2 х 1190 Максимальная скорость, км/ч 322 Крейсерская скорость, км/ч 280 Практическая дальность, км 800 Скороподъемность, м/мин - максимальная 690 Скороподъемность, м/мин - боевая 384 Статический потолок, м 3500 Экипаж, чел 2
Вертолет PAH-2 Tiger разработан консорциумом Eurocopter, в который входят германская фирма MBB и французская Aerospatiale. Согласно принятому в 1987 году представителями ФРГ и Франции соглашению, велась разработка двух вариантов боевого вертолета - противотанкового, единого для обеих стран и получившего в ФРГ название PAH-2, а во Франции - HAC, и вертолета сопровождения и огневой поддержки только для Франции, названного HAP. Первый полет опытного образца вертолета PAH-2 состоялся 27 апреля 1991 года. В настоящее время ведутся летные испытания пяти опытных образцов. Для обеих стран планируется изготовить 427 вертолетов PAH-2 всех вариантов. Поступление первого серийного вертолета (вариант HAP) во французские войска ожидается в 2001 году. Особенностью нового боевого вертолета PAH-2 являются: способность выполнять боевые задачи круглосуточно и в сложных метеорологических условиях, высокие маневренность, боевая живучесть и эксплуатационная технологичность, качественно новый уровень автоматизации управления бортовыми системами и вооружением, а также широкое применение композиционных материалов. Все варианты вертолета PAH-2 основываются на единой базовой конструкции (фюзеляж, двигатели, гидравлические, топливные и электрические системы и т.д.), а также на модульной конструкции специального оборудования. В основу базовой конструкции положена схема одновинтового вертолета с рулевым винтом, двумя газотурбинными двигателями и трехстоечным шасси с хвостовым колесом. Вертолет PAH-2 имеет фюзеляж, самолетного типа, выполненный примерно на 80% из композиционных материалов, что не только уменьшает массу конструкции вертолета, но и способствует снижению стоимости жизненного цикла и трудоемкости эксплуатации. В передней части фюзеляжа находятся расположенные по схеме "тандем" кабины летчика и летчика-оператора. Кабина летчика находится впереди, а кабина летчика-оператора - сзади и несколько выше. Основные органы управления дублированы и размещены в обеих кабинах, так что в случае необходимости летчик-оператор может взять управление вертолетом на себя. Конструкция фюзеляжа в целом и шасси выполнены с учетом требований к безопасной повреждаемости конструкций и систем. Для обеспечения безопасности экипажа в случае аварийной посадки в нижней части фюзеляжа имеются панели с сотовым наполнителем, обладающие способностью поглощать кинетическую энергию. Такая конструкция обеспечивает безопасное для экипажа приземление с вертикальной скоростью до 10,5 м/с. Значительную часть энергии в случае аварийной посадки принимают на себя также кресла пилотов и шасси. Вертолет PAH-2 имеет крыло с размахом 4.5 м, концевые части которого опущены вниз. На крыле предусмотрены четыре узла подвески вооружения или дополнительных топливных баков. Силовая установка состоит из двух турбовальных газотурбинных двигателей MTR 390 с мощностью на максимальном взлетном режиме 958 кВт. каждая. Силовая установка управляется электронно-цифровой системой, обеспечивающей оптимальную работу двигателей на всех режимах. Для уменьшения заметности вертолета в инфракрасном диапазоне сопла двигателей оборудованы устройствами для смешивания выхлопных газов с воздухом. В случае отказа одного из двигателей продолжение полета возможно посредством вывода другого двигателя на чрезвычайный режим. Общая емкость топливных баков составляет 1360 л. Топливные баки оборудованы системой предотвращения взрыва газовоздушной смеси в надтопливном пространстве. Вертолет PAH-2 снабжен четырехлопастным несущим и трехлопастным рулевым винтами. Лопасти винтов изготовлены из композиционных материалов. Все варианты вертолета оснащены разведывательно-прицельной аппаратурой, навигационным оборудованием и системами управления оружием, обеспечивающими их боевое применение днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях. В состав прицельного комплекса входят: телевизионная камера, инфракрасная система ночного видения, лазерный дальномер-целеуказатель и нашлемные прицелы. Прицельно-навигационная информация может отображаться на нашлемных индикаторах, на лобовом стекле и цветных многофункциональных дисплеях на жидких кристаллах в кабинах членов экипажа. Вооружение противотанковых вертолетов должно состоять из 8 ПТУР "Hot-2" или 8 новых ПТУР "Trigat" и 4 ракет "Mistral" или "Stinger" класса "воздух-воздух". Вертолеты сопровождения и огневой поддержки вооружаются встроенной 30-мм авиапушкой на турельной установке, пусковыми установками неуправляемых ракет калибром 68мм и 4 ракетами "Mistral". Модификации вертолета PAH-2 HAC Tigre - многоцелевой ударный вертолет с основной противотанковой задачей. HAP Gerfaut - ударный вертолет огневой поддержки для армии Франции. PAH-2 Tiger - Panzerabwehrhubschrauber 2 - противотанковый вертолет второго поколения для армии ФРГ.
Год принятия на вооружение 2006 Диаметр главного винта, м 11,89 Длина, м 14,43 Высота, м 3,35 Масса, кг - пустого 3940 Масса, кг - нормальная взлетная 5275 Масса, кг - максимальная взлетная 7800 Тип двигателя 2 ГТД LHTec T-800-LHT-801 Мощность, л.с. 2 х 1560 Максимальная скорость, км/ч 317 Крейсерская скорость, км/ч 298 Практическая дальность, км 2330 Дальность действия, км 485 Продолжительность полета, ч 2,30 Скороподъемность, м/мин 360 Практический потолок, м 6500 Статический потолок, м 3500 Экипаж, чел 2
Вертолет RAH-66 Comanche создан американской фирмой Boeing Sikorsky для выполнения боевых задач в любых климатических поясах, в высокогорной и равнинной местностях, днем и ночью. Он пришел на смену устаревшим АН-1, ОН-58 и вместе с АН-64 "Апач" обязан увеличить боевой потенциал армейской авиации США. На вертолете RAH-66 Comanche установлен пятилопастный несущий винт, рулевой винт убран в кольцо. Вертолет RAH-66 Comanche оборудован электронной системой управления полетом. На вертолете установлены ИК-сенсоры переднего обзора и телескопические телевизионные камеры, предназначенные для ночных полетов и точной идентификации целей. Использование композиционных материалов в конструкции вертолета RAH-66 Comanche позволило разработчикам создать машину с хорошими летными характеристиками, с высоким показателем удельной мощности и малозаметную на экранах радаров. Кабина пилотов RAH-66 Comanche выполнена по схеме "тандем". Принципиально новой особенностью вертолета RAH-66 Comanche является наличие двух боковых отсеков для внутрифюзеляжного размещения ракет. Также в конструкции предусмотрены съемные боковые пилоны для дополнительных топливных баков и вооружения. Благодаря своей конструкции RAH-66 Comanche может перевозиться военно-транспортными самолетами. В зависимости от назначения и задач вертолет RAH-66 Comanche может снаряжаться четырьмя противотанковыми управляемыми ракетами "Хеллфайр", которые снабжены лазерной системой наведения, двумя управляемыми ракетами "Стингер", одноствольной автоматической пушкой калибра 30 мм с боекомплектом 300 патронов и подвесными контейнерами с неуправляемыми авиационными ракетами. Первый полет вертолета RAH-66 Comanche состоялся 4 января 1996 года. Планируется принятие на вооружение в 2006 году.
Многоцелевой транспортно-боевой вертолет Ка-29 Тактико-технические характеристики вертолета: Диаметр главного винта - 15,9 м Длина - 11,6 м Высота - 5,4 м Масса, кг - пустого - 5520 - нормальная взлетная - 11400 - максимальная взлетная - 12600 Тип двигателя - 2 ГТД Климов ТВ3-117ВК Мощность - 2 х 2225 л.с. Максимальная скорость - 250 км/ч Крейсерская скорость - 230 км/ч Практическая дальность - 800 км Дальность действия - 180 км Практический потолок - 5000 м Статический потолок - 3500 м Экипаж - 2 чел Полезная нагрузка: 16 солдат или 4 носилок и 6 сидячих раненых или 2000 кг груза в кабине или 4000 кг на подвеске.
Вооружение: 1 х 7.62-мм пулемет с 1800 патронами, возможна установка 30-мм пушки А242 с 250 патронами. Боевая нагрузка - 2000 кг на 4 узлах подвески: 2 х 4 ПТУР Штурм, до 80 80-мм НУР, или 2 контейнера с 23-мм пушкой и 250 патронами или 2 напалмовых бака ЗБ-500.
Обозначение НАТО: HELIX
Ка-29 предназначен для высадки с больших десантных кораблей первой волны морской пехоты и поддержки ее действий огнем бортового вооружения.
Вертолет создан на базе корабельного противолодочного вертолета Ка-27. Первый полет его опытного образца, имевшего обозначение Ка-252ТБ, состоялся в 1976 году; в 1987 году вертолет этого типа был впервые замечен разведывательными самолетами НАТО на борту большого десантного корабля "Иван Рогов". Серийное производство вертолета осуществляется на вертолетном заводе в г. Кумертау.
В соответствии с предназначением Ка-29 конструкция базового вертолета несколько изменена. Носовая часть фюзеляжа, где располагается кабина экипажа, выполнена более широкой. Вместо стекол двойной кривизны в кабине установлены плоские стекла, для защиты экипажа от огня средств ПВО противника кабина снабжена броней. Также защищены броней и агрегаты силовой установки. Двигатели снабжены устройствами, снижающими их инфракрасное излучение.
За кабиной экипажа находится грузовая кабина, рассчитанная на размещение 16 десантников или 10 раненых. Здесь же. может перевозиться груз массой до 2000кг; в случае перевозки груза на внешней подвеске масса груза может достигать 4000кг. Для доступа в грузовую кабину используются расположенные по обоим бортам грузовые люки, закрывающиеся двумя створками, как это выполнено на вертолете Ми-24.
Бортовое радиоэлектронное оборудование вертолета также соответствует его предназначению. На вертолете не устанавливается поисково-прицельная система "Осьминог-Э", однако возможности пилотажного и навигационного комплексов позволяют выполнять боевые задачи в простых и сложных метеорологических условиях как днем, так и ночью. При этом возможно выполнение полетов в автоматическом режиме по заранее запрограммированному маршруту Вертолет оборудован средствами радиоэлектронной борьбы (станция оптико-электронных помех) и устройствами выброса инфракрасных ловушек, и дипольных отражателей
Встроенное вооружение вертолета состоит из четырехствольного 7.62-мм пулемета, установленного в носовой части фюзеляжа с возможностью поворота от 0° до -31° а также влево на 28° и вправо на 30°. Боекомплект пулемета - 1800 патронов, огонь из него ведет штурман-оператор. В состав подвесного вооружения, размещенного на пилонах по обеим сторонам фюзеляжа, могут входить до восьми противотанковых управляемых ракет "Штурм-В", до четырех пусковых установок неуправляемых ракет калибром 80мм одна-две подвесные пушечные установки калибром 23мм с боекомплектом по 250 патронов, два бака с зажигательной смесью, авиабомбы. Слева по борту может быть установлена неподвижная 30-мм пушка 2А42 с боекомплектом 250 патронов. Для управления огнем используется прицел АСП-17ВК, устанавливается также электронно-оптическая станция управления огнем. Подвеска оружия на держатели вертолета обеспечивается бортовой системой подъема грузов с лебедкой грузоподъемностью до 500кг.
Благодаря наличию высокоточного автопилота и особенностям несущей системы, вертолет Ка-29 представляет собой более стабильную платформу для ведения огня из бортового оружия, чем боевой вертолет Ми-24.
Добавлено (05.04.2008, 09:15) --------------------------------------------- Транспортный вертолет-кран Ми-10 Тактико-технические характеристики вертолета: Диаметр главного винта - 35,0 м Диаметр хвостового винта - 6,30 м Длина - 32,86 м Высота - 7,80 м Масса, кг - пустого - 24680 - максимальная взлетная - 43450 Тип двигателя - 2 ГТД Авиадвигатель (Соловьев) Д-25В Мощность - 2 х 5575 л.с. Максимальная скорость - 235 км/ч Крейсерская скорость - 220 км/ч Практическая дальность - 795 км Дальность действия - 250 км Практический потолок - 3000 м Статический потолок - 2200 м Экипаж - 2-3 чел Полезная нагрузка: до 12000 кг груза.
Обозначение НАТО: HARKE
Первый опытный вертолет-летающий кран В-10, построенный на базе вертолета Ми-6, совершил первый полет в июне 1960 г. В процессе испытаний было установлено, что вертолет может транспортировать грузы длиной до 20 м, высотой до 3.5 м, шириной до 5 м (при крестообразной форме груза - до 10 м), весом 12 т на расстояние до 250 км и весом 15 т - на более короткие расстояния. В 1965 году на специально подготовленном вертолете Ми-10 с шасси от Ми-6 установлено два мировых рекорда: груз 25.1 т поднят на высоту 2840 м, а груз 5 т - на 7150 м. Серийно строился на заводе в Ростове.
Ми-10К - модификация вертолета Ми-10 с укороченным четырехопорным шасси и дополнительной подвесной кабиной в гондоле под носовой частью фюзеляжа с полным комплектом органов управления и сиденьем для летчика, обращенным назад. При проведении монтажных и погрузочно-разгрузочных работ один из летчиков переходит в подвесную кабину и садится лицом к грузу, получая возможность одновременно осуществлять управление вертолетом и наблюдать за грузом. "Экономия" на стойках позволила увеличить вас груза, перевозимого на внешней подвеске, до 11т, а нижний пост обеспечивал ювелирную точность монтажных операций. Первый полет вертолета Ми-10К состоялся в январе 1965г. Серийное производство вертолетов Ми-10 осуществлялось на Ростовском вертолетном заводе, где было построено 55 вертолетов, из них несколько вертолетов были поставлены за рубеж. Вертолеты Ми-10 и Ми-10К широко использовались для транспортных перевозок, при монтаже буровых установок в газонефтепро- мысловых районах Восточной Сибири и Крайнего Севера и для уникальных монтажных работ при строительстве и реконструкции промышленных предприятий, позволяя значительно сократить время работ и их стоимость. По оценкам ГосНИИГА себестоимость монтажных работ при использовании вертолета-крана Ми-10К была в 1.5 раза меньше, чем для Ми-6.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Сообщение отредактировал Боец - Вторник, 08.04.2008, 23:40
Тяжелый военно-транспортный вертолет Ми-26 Тактико-технические характеристики вертолета:Диаметр главного винта - 32,00 м Диаметр хвостового винта - 7,61 м Длина - 33,73 м Высота - 8,15 м Масса, кг - пустого - 28200 - нормальная взлетная - 49600 - максимальная взлетная - 56000 Внутренние топливо - 12000 л Тип двигателя - 2 ГТД ЗМКБ Прогресс Д-136 Мощность - 2 х 11400 л.с. Максимальная скорость - 295 км/ч Крейсерская скорость - 255 км/ч Практическая дальность - 2000 км Дальность действия - 800 км Практический потолок - 6500 м Статический потолок - 1800 м Экипаж - 5 чел Полезная нагрузка: 85 солдат или 60 раненых на носилках с 3 сопровождающими; или 20000 кг груза в кабине или 18500 кг на подвеске.
Обозначение НАТО: HALO
Если не считать опытных экземпляров В-12, Миль Ми-26 "Хало" ("Halo" - ореол, сияние) является самым тяжелым летающим вертолетом в мире. Он появился в начале 1970-х гг. и первоначально разрабатывался для обеспечения Аэрофлота машинами, способными перевозить грузы в необжитые регионы страны. Проектирование вертолета большой грузоподъемности потребовало создания совершенно нового несущего винта и системы трансмиссии. Первый парящий полет опытный экземпляр В-26 совершил 14 декабря 1977 г. Его общая внешняя компоновка была аналогична вертолету Миль Ми-6 большой грузоподъемности; несущий винт был меньшего диаметра, но с восемью лопастями; силовая установка имела вдвое большую мощность, что позволило увеличить полезную нагрузку на 66% по сравнению с вертолетом Ми-6. Это было продемонстрировано 3 февраля 1982 г., когда в числе прочих рекордов новый аппарат поднял общий вес (вертолет плюс полезная нагрузка) 56768,8 кг (121153,8 фунта) на высоту 2000 м (6560 футов). Доводка вертолета "Хало" завершилась в 1983 г.; к 1985 году аппарат был введен в гражданскую и военную эксплуатацию.
Анализ новых и перспективных образцов вооружения Сухопутных войск показал, что 80-90 % грузов и боевой техники мотострелковой дивизии нужно перевозить вертолетами.
Ми-26 имеет восьмилопастной несущий и пятилопастной рулевой винты. На вертолете обеспечен высокий уровень весового совершенства агрегатов несущей системы. Лопасти несущего винта имеют стальной лонжерон, стеклопластиковый каркас и специальный бумажный заполнитель. Такая лопасть имеет массу 375 кг (Ми-6 - 705 кг). Для защиты от эрозионного износа передних кромок лопастей впервые применены титановые противоабразивные оковки.
С целью увеличения аэродинамических характеристик несущего винта на режиме висения сечение лопасти по ее радиусу имеет разный профиль. В корневых сечениях - NACA-230, в средних - МО (r=0.5...0.9), в концевых - СВ (r>0,9). Такая аэродинамическая компоновка лопасти позволила увеличить силу тяги несущего винта на режиме висения на 15 кН. В конструкции втулки несущего винта использован титан ВТЗ-1, что позволяет снизить вес втулки по сравнению с Ми-6 на 15%. Тяжелая планетарная схема главного редуктора заменена 3-ступенчатой многопоточной схемой.
В конструкции фюзеляжа использованы композиционный материал (специальный сплав, который на 26% легче традиционных алюминиевых сплавов) , оптимальное соотношение шага стрингеров и толщины обшивки, особая форма кабины, новая силовая схема крепления хвостовой балки.
Высокая экономичность вертолета достигнута путем его аэродинамического совершенства и установкой новейшего двигателя Д-136, который по весовым характеристикам соответствует лучшим мировым образцам, а по удельному расходу топлива - не имеет себе равных в мире. На Ми-26 увеличены топливные баки, встроенные в конструкцию. Объем их увеличен с 8600 л (Ми-6) до 11600 л (Ми-26), что позволяет увеличить дальность до 800 км.
Для уменьшения сопротивления на вертолете установлено множество различных обтекателей, рассчитаны оптимальные обводы фюзеляжа, конструкторы отказались от крыла и подвесных топливных баков.
Увеличение разноса горизонтального шарнира (0,71 м) и вертикальной центровки (3,6 м) по сравнению с Ми-6 привело к значительному росту эффективности продольного и поперечного управления.
Для улучшения обтекания фюзеляжа вертолета на задней части капотов двигателей установлены аэродинамические гребни. Для обеспечения продольной устойчивости на концевой балке установлен неуправляемый стабилизатор, вынесенный из зоны влияния не сущего винта.
Концевая балка вертолета выполнена в форме киля, площадью 11 квадратных метров. Киль разгружает рулевой винт при полете на 25...30%. На вертолете установлен трехканальный автопилот. Вертолет Ми-26 может нести на внешней подвеске груз массой 20000 кг. Количество перевозимых десантников - 85, а раненых на носилках - 60 человек.
Многоцелевой самолет-амфибия Бе-10 Тактико-технические характеристики: Год принятия на вооружение - 1962 Размах крыла - 22,3 м Длина самолета - 33,1 м Высота самолета - 11,03 м Площадь крыла - 111,8 кв.м Угол стреловидности крыла - 35 град Масса, кг - пустого самолета - 24100 - нормальная взлетная - 45000 - максимальная взлетная - 48500 Тип двигателя - 2 ТРД Люльки АЛ-7ПБ Тяга - 2 х 7500 кгс Максимальная скорость - 912 км/ч Крейсерская скорость - 800 км/ч Перегоночная дальность - 4810 км Практическая дальность - 2960 км Практический потолок - 12500 м Экипаж - 3 чел
Вооружение: 4 23-мм пушки НС-23. Боевая нагрузка - до 3300 кг в отсеке боевой нагрузки: торпеды, бомбы.
Обозначение НАТО: MALLOW
Морской разведчик-торпедоносец Бе-10 - цельнометаллическая летающая лодка с двумя турбореактивными двигателями АЛ-7ПБ, высокорасположенным стреловидным крылом, стреловидным горизонтальным и вертикальным оперениями и установленными на концах консолей крыла подкрыльными поплавками боковой остойчивости. Экипаж - три человека: летчик, штурман и стрелок-радист.
Крыло - свободнонесущее, монопланное по схеме "чайка", с отрицательным поперечным V, двухлонжеронное, кессонного типа, снабжено выдвижными однощелевыми закрылками, отклоняемыми гидроприводной трансмиссионной системой с шариковинтовыми подъемниками. Крыло состояло из центроплана и двух отъемных консолей. В конструкции центроплана впервые использовались крупные фрезерованные панели из алюминиевого сплава повышенной прочности. Это значительно снизило массу крыла. Углы стреловидности по передней кромке крыла и вертикального оперения - 35°, горизонтального оперения - 40°. Горизонтальное и вертикальное оперения - двухлонжеронной конструкции с работающей обшивкой.
Каждый руль и элерон был снабжен триммером с электрическим приводом. Управление триммером руля высоты было дублировано посредством тросовой проводки.
Управление самолетом - механическое с жесткой проводкой. Бустеры в системе управления отсутствовали, но приемлемые усилия на органах управления в каналах курса и крена обеспечивались за счет применения пружинных сервокомпенсаторов и триммеров. Полет в автоматическом режиме обеспечивался от автопилота АП-5-2М, рулевые машинки которого подключались к проводке управления через тросовую проводку по параллельной схеме. Водяной руль, установленный под днищем, управлялся бустерной системой от проводки управления рулем направления.
Конструкция лодки - бескилевая, состоящая из поперечного набора (77 шпангоутов), стрингерного продольного набора и обшивки. Лодка разделена на отсеки девятью водонепроницаемыми шпангоутами-переборками, которые при простреле или повреждении любых двух отсеков обеспечивали плавучесть и непотопляемость самолета. В шпангоутах-переборках имелись герметизируемые в закрытом положении проходные двери. Для обеспечения водонепроницаемости соединительных швов между элементами корпуса сборка лодки впервые была выполнена с применением герметика У-30МС (взамен ранее применявшейся тиоколовой ленты).
Передний и кормовой отсеки лодки - герметичные. В переднем отсеке размещались кабины летчика и штурмана, в кормовом отсеке - кабина стрелка-радиста. Вход в передний отсек осуществлялся через левую переднюю бортовую дверь и тамбур. Вход в кормовой отсек был обеспечен через левую заднюю бортовую дверь и центральный люк.
Для выхода на палубу лодки и аварийного покидания самолета с помощью катапультных кресел К-22 передний отсек был снабжен верхним люком штурмана и фонарем летчика. В наземных условиях люк и фонарь открывались на петлях, а в аварийном случае сбрасывались пневмоприводом. Кормовая кабина также снабжалась аварийным люком, крышка которого сбрасывалась вниз, так как вниз осуществлялось катапультирование стрелка-радиста.
Кресло летчика размещалось на "втором этаже" передней кабины и поворачивалось вокруг своей оси, благодаря чему обеспечивалась возможность посадки в него снизу. Кресло штурмана было установлено неподвижно, а кресло стрелка-радиста перемещалось по рельсам для возможности посадки, а для катапультирования принудительно откатывалось вперед по полету в зону нижнего аварийного люка.
Грузовой отсек, находящийся в зареданной части лодки, для загрузки сверху имел закрывающийся створкой палубный люк. Снизу этот отсек оснащался двухстворчатым нижним открывающимся наружу (днищевым) люком. Приводы створок и замков днищевого люка были гидравлическими. Поворотные секторы механизма открытия и закрытия створок для обеспечения синхронности соединялись тросовым механизмом с пружинными регуляторами натяжения тросов.
Все входные бортовые и проходные двери, фонарь летчика, люки кабин штурмана и стрелка-радиста, палубный и днищевой грузовой люки, а также люки для аэрофотосъемки герметизировались по контуру выреза надувными шлангами.
Основной материал для конструкции самолета - листовой дуралюмин и прессованные дуралюминовые профили. В отдельных частях конструкции применялись алюминиевый сплав АК8 (на серийных машинах заменен на АК6), высокопрочный сплав АЛ8, сталь 30ХГСА, высокопрочный сплав В95Т, использованный впервые в отечественном гидросамолетостроении.
Два турбореактивных двигателя АЛ-7 конструкции А.М. Люлька устанавливались в гондолах на правом и левом бортах лодки под центропланом. Воздухозаборники двигателей во избежание попадания в них морской воды защищались брызгоотражателями, установленными на бортах лодки. Воздухозаборники были выдвинуты далеко вперед от передней кромки центроплана, а оси их выхлопных труб были отклонены в сторону от бортов для исключения воздействия газовых струй на конструкцию.
Гондолы двигателей в передней части имели откидные крышки, которые использовались для подхода к двигателю и давали возможность осматривать его на плаву.
Автономность запуска двигателей обеспечивалась турбостартерами, смонтированными на двигателях.
Топливо размещалось в 16 непротектированных мягких баках, расположенных в отсеках между лонжеронами крыла. Кроме того, топливо также находилось в лодке под центропланом в двух протектированных баках. Надтопливное пространство заполнялось нейтральным газом. Заправка топливом осуществлялась от централизованной системы.
Нормальная жизнедеятельность членов экипажа обеспечивалась высотным оборудованием, поддерживающим нужный микроклимат в гермокабинах (давление, температура) на высотах до 14 000 м. Воздух для кондиционирования отбирался от компрессора двигателя. Рабочие места членов экипажа были оборудованы кислородной системой.
Самолет был оснащен тепловыми противообледенительными устройствами, защищающими передние кромки крыла, оперения и воздухозаборников двигателей, а также остекление кабин экипажа.
В состав аварийно-спасательного оборудования помимо катапультных кресел экипажа входила спасательная надувная лодка ЛАС-5М с необходимым запасом воды и продовольствия, дополнительным снаряжением и аварийной радиостанцией АВРА-45. Надувная лодка размещалась за фонарем летчика в специальном обтекателе.
Гидросамолет Бе-10 был оснащен необходимым морским оборудованием, в состав которого входили донный якорь с бортовой лебедкой и запасным тросом, два плавучих якоря, якорь-кошка с бросательным концом, якорный ус с замком, мегафон, пластыри, водооткачивающие насосы и т. д. С его помощью выполняли механизированную постановку самолета на якорь или бочку, взятие самолета на буксир, швартовку, постановку на пробоины пластырей, откачку воды из отсеков, а также другие характерные для гидросамолета операции.
Стрелковое вооружение самолета состояло из двух неподвижных пушечных установок, расположенных в носовой части лодки, и одной подвижной кормовой пушечной установки ДК-7Б. Каждая носовая установка включала одну пушку калибра 23 мм. Кормовая подвижная установка состояла из двух пушек калибра 23 мм. Для ведения стрельбы имелся коллиматорный прицел ПКИ. Кормовая установка для ведения огня была снабжена прицельной станцией ПКС-53 и связана с радиолокационным прицелом "Аргон", используемым при плохой видимости.
В грузовом отсеке в различных вариантах в зависимости от размеров и массы подвешивались торпеды, мины и авиабомбы. Например, торпеды РАТ-52 (две-три штуки), авиамины АМД-500М (до четырех штук), АМД-2М (две-три штуки), авиабомбы калибра 100 кг (до 20 штук), БРАБ-1500 (до двух штук) и т. д. Боевая нагрузка в нормальном варианте составляла 1500 кг, в перегрузочном - 3360 кг. Сброс боевого груза осуществлялся с помощью электросбрасывателя через люк в днище лодки. Загрузка производилась на земле - снизу, через днищевой люк, а на плаву - сверху, через палубный люк. Бомбометание производилось с использованием прицела ОПБ-11С.
Для возможности выполнения экипажем боевых задач днем, ночью и в сложных метеоусловиях самолет имел основное специальное и радиотехническое оборудование: радиолокационную станцию поиска надводных целей "Курс-М", радиовысотомеры больших и малых высот, радиокомпас АРК-5, радиостанцию командной связи РСИУ-ЗМ, радиостанцию дальней связи 1-РСБ-70, переговорное устройство СПУ-5, радиолокационную аппаратуру опознавания "Кремний-2", радиолокационную аппаратуру сигнализации о заходе противника со стороны хвоста "Сирена-2" и необходимый объем пилотажно-навигационного оборудования.
Для плановой фотосъемки использовался один из аэрофотоаппаратов для дневного времени: АФА-ЗЗМ/75, АФА-ЗЗМ/50, АФА-ЗЗМ/20, АФА-НТ-1 - или для ночной фотосъемки -НАФА-ЗС/50. Перспективная фотосъемка проводилась аэрофотоаппаратом АФА-ЗЗМ/100.
Аэрофотоаппарат для плановой фотосъемки располагался в хвостовой части лодки на фотоустановке, позволяющей устанавливать аппарат по-походному - в горизонтальное положение. Это было необходимо для открытия и закрытия днищевого фотолюка.
Фотоустановка для перспективной фотосъемки одним фотоаппаратом через правый и левый бортовые фотолюки размещалась в переднем герметичном отсеке лодки. В походном положении аппарат устанавливался вертикально. При выполнении фотосъемок он с помощью гидравлики отклонялся в сторону правого или левого фотолюка. Установка аппарата на нужный угол от горизонта производилась дистанционно от соответствующего прицела-визира. Прицелы-визиры (левого и правого бортов) устанавливались в кабине штурмана.
Дистанционное управление фотоустановкой при наведении аппарата на объект съемки осуществлялось с помощью электрической релейной следящей системы, специального механизма поворота рамы с установленным на ней аппаратом, и гидропривода, которые устанавливали ось аппарата синхронно с осью прицела-визира.
Открытие и закрытие днищевого и бортовых фотолюков осуществлялось с помощью гидравлики. Специальная фотоустановка для перспективной аэрофотосъемки - оригинальная разработка ОКБ МС - заменила собой на борту двенадцать стационарных фотоустановок.
Основная система электроснабжения самолета, предназначенная для электропитания многочисленных систем, приборов и оборудования, была постоянного тока напряжением 27 В. Источники электроэнергии основной системы - два генератора постоянного тока - устанавливались на двигателях. Аварийная система постоянного тока получала питание от аккумуляторной батареи 12САМ-65. Кроме того, на самолете имелись вспомогательные системы однофазного и трехфазного переменного тока.
Гидравлическая система самолета с номинальным рабочим давлением 15 МПа состояла из двух независимых по источникам питания гидросистем: основной, с насосами на двигателях, и запасной, с электроприводным насосом. Пневматическая система в качестве источников сжатого воздуха имела два компрессора АК-150, установленных на двигателях, а также пневматические баллоны в каждой функциональной системе. Особо тщательно (с дублированием по пневмопитанию) была выполнена пневмосистема герметизации днищевых люков - люка грузового отсека, аварийного люка стрелка-радиста, люка для плановой аэрофотосъемки и специального люка для осветительных ракет.
Гидросамолет для перемещения по суше, спуска в воду и выкатки на берег из воды был снабжен съемным перекатным шасси с нетормозными колесами.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Истребитель-перехватчик ВВП Як-141 Тактико-технические характеристики самолета Як-141: Pазмах крыла: - в развернутом положении - 10,1 м - в сложенном положении - 5,9 м Длина самолета - 18,3 м Высота самолета - 5,0 м Масса топлива, кг - во внутренних баках - 4400 - в подвесных - 1750 Максимальная взлетная масса, кг - при разбеге 120 м - 19500 - при вертикальном взлете - 15800 Тип двигателя (тяга, кгс): подъемно-маршевый - ТРДДФ Р-79 (1х15500/1х9000) подъемные - 2 х ТРД РД-41 (2х4260) Максимальная скорость, км/ч - у земли - 1250 - на высоте 11 км - 1800 Практический потолок - 15000 м Практическая дальность с нагрузкой, км - у земли - 1250 - на высоте 10-12 км - 2100 Боевой радиус действия при нагрузке - 690 км Время барражирования - 1,5 ч Максимальная эксплуатационная перегрузка - 7 Экипаж - 1 чел
Вооружение: 1 х 30-мм пушка ГШ-301 (120 патронов). На четырех, а позднее на шести подкрыльевых пилонах могут подвешиваться УР класса "воздух-воздух" Р-77 или Р-27 средней дальности и Р-73 малой дальности или Р-60 ближнего воздушного боя и " воздух-поверхность" Х-25, Х-31, пушечные установки (23 мм, 250 патронов) или пусковые блоки НАР калибром от 80 до 240 мм, до шести бомб калибром 500 кг.
Обозначение НАТО: FREESTYLE
СВВП Як-141 выполнен по схеме высокоплана, с комбинированной силовой установкой и с такой же схемой расположения двигателей, как и у Як-38, двукилевом вертикальном оперении и трёхопорными шасси.
Конструкция планера самолёта на 26% (по массе) выполнена из КМ, включая углепластиковые поверхности хвостового оперения, закрылки, наплывы и носки крыла , причём остальная конструкция выполнена главным образом из коррозионностойких алюминево-литиевых сплавов, чтобы уменьшить массу.
По словам генерального директора АО «Саратовский авиационный завод» Александра Ермишина, «коэффициент сложности» самолета Як-141 по сравнению с истребителем МиГ-29 составляет 1.7.
Схема расположения двигателей, такая же, как и на Як-38 - предыдущем СВВП ОКБ им.А.С.Яковлева - один подъемно-маршевый двигатель располагается в хвостовой части фюзеляжа и два маршевых двигателя размещены сразу за кабиной летчика.
Фюзеляж прямоугольного сечения , выполнен по правилу площадей, имеет заострённую носовую часть, в которой размещается кабина пилота с катапультным креслом К-36В, как на самолёте Як-38, конструкции ОКБ «Звезда», обеспечивающим автоматическое покидание самолёта на вертикальных и переходных режимах полёта при возникновении критической ситуации. Эта система автоматически переходит в режим готовности при отклонении сопла ПМД на угол более 30 градусов. Принудительное автоматическое катапультирование лётчика происходит при превышении заданного угла тангажа или заданной комбинации угла крена и у угловой скорости крена. Два подъёмных двигателя расположены сразу за кабиной пилота, подъёмно-маршевый двигатель расположен в хвостовой части самолёта.
Крыло высокорасположенное, стреловидное, с изломом задней кромки и корневыми наплывами, имеет отрицательное поперечное V 4 гр. и угол стреловидности по передней кромки 30 гр. При размещении самолёта на корабле консоли могут складываться, почти вдвое уменьшая размах крыла. Крыло имеет развитую механизацию, состоящую из поворотных носков в корневой и складывающихся частях, закрылков в корневой части и эливонов на складывающихся частях.
Хвостовое оперение расположено на двух консольных балках, вынесенных далеко назад за подъемно-маршевый двигатель, и включает два киля с рулями направления, установленных с небольшим развалом, и цельноповоротный стабилизатор, размещенный ниже плоскости крыла. От килей вперед вдоль фюзеляжа идут вертикальные перегородки.
Шасси трехопорное с крепящимися к фюзеляжу одноколесными стойками, передняя стойка убирается назад, основные - вперед под каналы воздухозаборников.
Силовая установка включает один подъемно-маршевый двигатель Р-79 Московского НПО «Союз» и два подъемных двигателя РД-41 Рыбинского КБ моторостроения, используемых при взлете и посадке. Каждый из коробчатых воздухозаборников двигателя Р-79 отличается большой площадью поперечного сечения, сильно скошен на входе и имеет регулируемый клин и две перепускные створки, круглое сопло поворачивается на угол до 95 гр. для отклонения тяги. Ресурс механизма поворота сопла сосвавляет не -менее 1500 циклов поворота. Максимальный поворот используется при вертикальном взлете и посадке. Помимо чисто вертикального взлета, Як-141 может использовать еще, как минимум, два способа взлета. Это короткий взлет с разбегом и сверхкороткий взлет с проскальзыванием. Для обоих этих видов взлета нормальное отклонение сопла подъемно-маршевого двигателя - 65 гр., причем при взлете с разбегом поворот сопла на этот угол происходит после начала разбега, а при взлете с проскальзыванием (с длиной разбега около 6 м) угол поворота 65 град при работе двигателя на форсаже устанавливается до начала движения самолета.
Применение невертикальных видов взлета увеличивает грузоподъемность самолета, так как при этом устраняется отрицательное влияние экранного эффекта (снижение тяги двигателя в результате попадания в воздухозаборники отраженных от ВПП горячих реактивных струй и подсасывающего действия этих струй). При повороте сопла в вертикальное положение тяга может достигать 80% горизонтальной тяги. При взлете и посадке используется форсаж, что может затруднить использование самолета с наземных аэродромов из-за повышенной эрозии покрытия взлетной площадки.
В процессе испытаний к лету 1991 г. поворот сопел в горизонтальном полете для боевого маневрирования не использовался. К осени 1992 г. построено 26 двигателей Р-79, из них 16 готовы к эксплуатации на самолете, а семь двигателей испытаны в полете на самолете.
Подъемные двигатели РД-41 установлены один за другим позади кабины и имеют убирающиеся створки, закрывающие воздухозаборники и сопла в горизонтальном полете. Двигатели наклонены примерно на 10 град вперед относительно вертикали, их сопла могут поворачиваться в диапазоне от +12.5 до -12.5 гр. в продольной плоскости, площадь поперечного сечения сопла может регулироваться в диапазоне 10%. При вертикальном взлете сопла подъемных двигателей развернуты друг к другу для формирования единой струи (в противном случае две отдельные струи приводят к нежелательному образованию восходящего фонтана), при взлете с коротким разбегом сопла обоих двигателей отклонены на максимальный угол назад (суммарный угол каждого сопла с учетом наклона оси двигателя составляет около 22.5 град) для создания горизонтальной составляющей тяги. К концу 1991 г. построено около 30 двигателей РД-41.
При вертикальном взлете под воздухозаборниками выдвигаются две поперечные перегородки для предотвращения рециркуляции горячих газов (из зоны восходящего фонтана, образующегося между струями подъемных и подъемно-маршевого двигателей) и попадания в воздухозаборники посторонних предметов, а по бокам нижней части воздухозаборников - две продольные горизонтальные перегородки - для организации отрыва потока горячих газов от фюзеляжа.
Система управления двигателями цифровая трехканальная, с полной ответственностью. При переходе от вертикального полета к горизонтальному летчик вручную уменьшает угол отклонения тяги подъемно-маршевого двигателя до 65 гр., дальнейший поворот вектора тяги до нулевого происходит автоматически. Тяга подъемных двигателей уменьшается автоматически, не допуская разбалансировки самолета на протяжении всего перехода к горизонтальному полету.
Пилотажно-навигационный комплекс обеспечивает ручное, директорное и автоматическое управление самолетом от взлета до посадки в любое время суток в различных метеоусловиях на всех географических широтах. В состав пилотажно-навигационного комплекса входит ИНС, САУ, радиотехническая система ближней навигации и посадки, радиовысотомер, автоматический радиокомпас, спутниковая система навигации. Управление угловым положением самолета в горизонтальном полете осуществляется с помощью аэродинамических поверхностей (цельноповоротный стабилизатор, элероны, рули направления), на режимах висения и полета с малой скоростью - струйными рулями, расположенными на концах крыла (по крену) и хвостовых балок (по рысканию), а также дифференциальным изменением тяги подъемных и подъемно-маршевого двигателей (по тангажу).
Воздух для струйных рулей отбирается от компрессора подъемно-маршевого двигателя. Аэродинамические и струйные рули управляются цифровой электродистанционной системой с полной ответственностью и с трехканальной схемой резервирования, разработанной московским НПК «Авионика», имеется резервная механическая система управления полетом (по некоторым сообщениям, на одном из опытных самолетов установлена не цифровая, а аналоговая ЭДСУ без резервной механической системы).
Система катапультирования летчика обеспечивает автоматическое покидание самолета на вертикальных и переходных режимах полета при возникновении критических ситуаций. Эта система автоматически переходит в режим готовности при отклонении сопла подъемно-маршевого двигателя на угол более 30 гр. Принудительное автоматическое катапультирование летчика происходит при превышении заданного угла тангажа или заданной комбинации угла крена и угловой скорости крена.
Радиоэлектронное и прицельное оборудование включает систему управления вооружением с многофункциональной импульсно-доплеровской РЛС «Жук» (РП-29), которая стоит и на МиГ-29, ИЛС и многофункциональный МФД на передней панели, возможна установка лазерного дальномера и телевизионной системы наведения. (Всё это оборудование стояло только на потерянном 2 экземпляре Як-141). Бортовая РЛС способна обнаруживать воздушные цели с ЭПР 3 кв. м. на дальности до 80 км, катер - на удалении до ПО км. Может также устанавливаться сопряженный с РЛС и лазерным дальномером ИК датчик поисково-следящей системы.
Аппаратура радиоэлектронного подавления смонтирована в законцовках крыла и килей. В перегородках, простирающихся от килей Як-141 вперед, могут размещаться устройства выброса тепловых ложных целей или дипольных отражателей.
Система управления вооружением позволяет выполнять одновременную атаку нескольких целей и производить обзор земной поверхности с высокой разрешающей способностью.
Истребитель Як-141 вооружен расположенной в фюзеляже пушкой ГШ-301 калибром 30мм с боезапасом в 120 снарядов. На четырех (а позднее на шести) подкрыльных пилонах могут подвешиваться УР класса воздух-воздух (Р-27 средней и Р-73 или Р-60 малой дальности) и воздух-поверхность (В-3 Х-25 и Х-29), пушечные установки или пусковые ракетные блоки.
Вся предоставленая информация взята с ресурсов: http://worldweapon.ru/index.shtml http://warplane.ru/
Многоцелевой вертолёт Lynx
Год принятия на вооружение 1977 Диаметр главного винта, м 12,80 Диаметр хвостового винта, м 2,21 Длина, м 11,92 Высота, м 3,48 Масса, кг - пустого 4763 Масса, кг - максимальная взлетная 973 л Тип двигателя 2 ГТД Rolls-Royce Gem Mk 41-2 (42-1) Мощность, л.с. 2 х 1135 (2 х 1150) Максимальная скорость, км/ч 282 Крейсерская скорость, км/ч 232 Практическая дальность, км 1050 Дальность действия, км 180-590 Продолжительность патрулирования, ч 2,5 Скороподъемность, м/мин 660 Практический потолок, м 5500 Статический потолок, м 2275 Экипаж, чел 2+2
Вертолет Lynx разрабатывался с 1967 года по соглашению между Великобританией и Францией (фирмы Westland и Aerospatiale). Первый полет состоялся в марте 1971 г. Выпускался он в двух вариантах: для армии - Lynx AH.Мк.1 и для флота Lynx HAS Мк.2. Фюзеляж вертолета Lynx цельно металлический, типа полумонокок. Несиловые узлы конструкции выполнены из стеклопластика. В кабине экипажа имеются две небольшие двери, а в грузовой кабине две широкие двери, сдвигаемые по направляющим. Пол грузовой кабины рассчитан на нагрузку 9575 н/кв.м и имеет швартовочные кольца, установленные с шагом 508 мм. С обеих сторон фюзеляжа предусмотрены узлы крепления для подвески вооружения. Для поисково-спасательных операций вертолет оборудован лебедкой грузоподъемностью 265 кг. Хвостовая балка монококовой конструкции была выполнена из легких сплавов и стеклопластика. В морском варианте балка складывается. Несущий винт с полужестким креплением лопастей имеет только осевые шарниры. Лопасти цельнометаллические прямоугольной формы, складывающиеся и взаимозаменяемые. Профиль лопасти имеет большую кривизну. Лопасть имеет стальной лонжерон D-образного сечения. К лонжерону приклеены хвостовые отсеки из стеклопластика. Обшивка лопасти выполнена из стеклопластика с двойной накладкой вдоль носка и законцовкой из нержавеющей стали. Двигатели установлены рядом позади вала несущего винта и разделены между собой противопожарными перегородками. Воздухозаборники имеют электрическую противообледенительную систему. Топливо находится в пяти протектированных баках. Трансмиссия состоит из главного и промежуточного редуктора рулевого винта. Морской вариант Lynx НАS.Мк.2 имеет трехколесное неубирающееся шасси с самоориентирующейся носовой стойкой. Для облегчения посадки вертолета на палубу и для удержания вертолета на месте используется система "Гарпун" с тросом, прикрепленным к швартовочному устройству на палубе. В систему внешнего освещения входят аэронавигационные огни, маяк предупреждения столкновений и управляемая посадочная фара. Оба варианта вертолета Lynx снабжены автоматической системой управления и стабилизации, радиооборудованием, аварийной радиостанцией, сигнально-переговорным устройством и доплеровской навигационной системой. На морском варианте устанавливается гидроакустическая станция. В 1981 г. были выпущены модифицированные вертолеты Lynx II HAS Мк.3, оснащенные более мощными двигателями Роллс-Ройс Джем 41-1, 746 кВт х 2. Вертолет Lynx испытан в боевых действиях на Фолклендских островах (1982 г.) и в составе много национальных сил против Ирака в 1991 году. После установки новых лопастей с необычной формой концевой части (сочетание уступа с саблевидностью) на специально подготовленном вертолете Lynx G в 1986 году был установлен мировой рекорд скорости 400,87 км/ч. Модификации вертолета Lynx Lynx HAS Мк.2 - первая серийная модификация. Lynx Мк.2(FN) - модификация Lynx HAS Мк.2 для ВМС Франции с РЛС Omera-Segid ORB 31-W. Lynx HAS Мк.3 - модификация Lynx HAS Мк.2 с ГТД Gem Mk 41-1. Lynx HAS Мк.3S - модификация Lynx HAS Мк.3 с защищенной связью и улучшенной системой РЭР. Lynx HAS Мк.3CTS - модификация Lynx HAS Мк.3 c тактической системой Racal RAMS 4000 CTS (Central Tactical System) от вертолета Lynx HAS Мк.8. Lynx HAS Мк.3GM - специальная модификация Lynx HAS Мк.3CTS для действий в Персидском заливе. Lynx Мк.4(FN) - модификация Lynx HAS Мк.3 для ВМС Франции. Lynx HAS Мк.8 - противолодочная и противокорабельная модификация с улучшенной системой РЭР MIR-2, с тактической системой Racal RAMS 4000 CTS и РЛС Seaspray Mk.1. На вертолете установлены ГТД Rolls-Royce Gem Mk 42-1. Lynx Мк.21 - модификация Lynx HAS.Мк.2 для ВМС Бразилии. Lynx Мк.23 - модификация Lynx HAS.Мк.2 для ВМС Аргентины. Lynx Мк.25 - модификация Lynx HAS.Мк.2 для ВМС Нидерландов. Lynx Мк.27 - модификация Lynx HAS.Мк.3 для ВМС Нидерландов. Lynx Мк.80 - модификация Lynx HAS.Мк.3 для ВМС Дании. В 90-х годах ГТД Gem Mk 41-1 заменены на Gem Mk 28. Lynx Мк.81 - модификация Lynx HAS.Мк.3 для ВМС Дании с аппаратурой обнаружения манитных аномалий. Lynx Мк.86 - модификация Lynx HAS.Мк.3 для ВВС Норвегии. Lynx Мк.87 - модификация Lynx HAS.Мк.3 для ВМС Аргентины. Lynx Мк.88 - модификация Lynx HAS.Мк.3 для ВВС ФРГ. Lynx Мк.89 - модификация Lynx HAS.Мк.3 для ВВС Нигерии. Lynx Мк.90 - модификация Lynx HAS.Мк.3 для ВВС Дании по стандатру Lynx Мк.80 с системой РЭР Orange Crop и тактической системой Racal RAMS 400 Central Tactical System.
Многоцелевой вертолёт Merlin
Год принятия на вооружение 1998 Диаметр главного винта, м 18,59 Диаметр хвостового винта, м 4,01 Длина, м 22,80 Высота, м 6,65 Масса, кг - пустого 10500 Масса, кг - максимальная взлетная 14600 Внутренние топливо, кг 3440 Тип двигателя - английская версия 3 ГТД Rolls-Royce Turbomeca RTM 322 02/8 Тип двигателя - итальянская версия 3 ГТД General Electric T700-GE-T6A Мощность, л.с - максимальная 3 х 2344 Мощность, л.с - взлетная 3 х 2130 (2070) Мощность, л.с - нормальная 3 х 1895 (1800) Максимальная скорость, км/ч 309 Крейсерская скорость, км/ч 286 Практическая дальность, км 1850 Продолжительность полета, ч 5 Практический потолок, м 6500 Статический потолок, м 4575 Экипаж, чел 2 + 2
В 1980 г. фирмы Westland и Agusta образовали консорциум European Helicopter Industries (EHI) для совместной разработки на базе вертолета WG.34 и итальянского трехдвигательного транспортного вертолета Agusta A-101G противолодочного вертолета EH-101. Была предложена разработка вертолета в трех базовых вариантах. Морской палубный вертолет Merlin для противолодочной обороны. Вертолеты смогут использоваться для самостоятельных противолодочных и противокорабельных операций с палубы эсминцев при волнении 6 баллов, а также для поисково-спасательных операций, для разведки и радиоэлектронного противодействия. Максимальное время патрулирования при противолодочных операциях - 5 ч. Вертолет под обозначением Merlin HM Mk.1 принят на вооружение в ВМС Великобритании в декабре 1998 года. Так же 16 вертолетов передано в 1999 году для ВМС Италии, 8 в роли противолодочного вертолета, 4 в роли вертолетов ДРЛО, 4 в роли транспортного вертолета морской пехоты.
Многоцелевой вертолёт NH-90
Год принятия на вооружение 2003 Диаметр главного винта, м 16,30 Диаметр хвостового винта, м 3,20 Длина, м - фюзеляжа 15,88 Длина, м - общая 19,56 Высота, м 5,44 Ширина, м 4,37 Масса, кг - пустого вертолета (NFH) 5400 (6430) Масса, кг - максимальная взлетная (NFH) 8700 (9100) Топливо, л 2500 Тип двигателя 2 ГТД Rolls-Royce/Turbom?ca RTM 322-01/9 Мощность максимальная, л.с. 2 х 2300 Мощность нормальная, л.с. 2 х 1720 Максимальная скорость, км/ч 298 Крейсерская скорость, км/ч 262 Практическая дальность, км 1150 Боевая дальность, км 950 Боевой радиус действия, км 250 Продолжительность полета, ч 4,5 Максимальная скороподъемность, м/мин 660 Практический потолок, м 6000 Статический потолок, м 3500 Экипаж, чел 1-4
NH-90 - многоцелевой вертолет, разработанный консорциумом NH Industries (Eurocopter France, Eurocopter Deutschland, Agusta и Fokker). Франция, Италия, Германия и Нидерланды в 1985 году подписали соглашение о совместной разработке вертолета НАТО 90-х годов, получившего обозначение NH-90. Промышленное производство намечено на 1999 год в двух основных вариантах: тактический транспортный вертолет (TTH - Tactical Transport Helicopter) для команды из 14 человек (заказ составляет не менее 500 машин) и в морском варианте (NFH-NATO Frigate Helicopter) в роли противолодочного, противокорабельного и поисково-спасательного (более 200 вертолетов). Согласно требованиям вертолет должен иметь взлетную массу около 9000кг, два ГТД мощностью по 2100 л с. и боевой радиус действия не менее 185 км. В конструкции NH-90 предусматривается широко использовать новые композиционные материалы и последние достижения в области техники и технологии. В его разработке принимает участие 15 групп, каждая из которых занимается определенным кругом вопросов, относящихся как к базовому вертолету, так и к его вариантам. Основная их задача - создать такой базовый вертолет, который бы с минимальными доработками (исключая специальное оборудование и вооружение) мог использоваться в любом варианте. NH-90 относится к вертолетам одновинтовой схемы. Он имеет четырехлопастные несущий и рулевой винты, трехстоечное убирающееся в полете колесное шасси и двухдвигательную силовую установку. В конструкции фюзеляжа широко применяются композиционные материалы, что позволило снизить массу вертолета на 20% по сравнению расчетной, а количество деталей - на 70% и уменьшили радиолокационную сигнатуру. Кроме того, для снижения заметности вертолета NH-90 в радиолокационном диапазоне электромагнитных волн боковая поверхность фюзеляжа образована плоскими панелями, расположенными под углом друг к другу, что обеспечивает отражение радиолокационных сигналов вверх или вниз и резко снижает формирование потока электромагнитной энергии, направленной на облучающую РЛС. В зависимости от назначения вертолета, в кабине экипажа оборудуется 2-4 рабочих места для членов экипажа. В транспортном варианте в грузовой кабине обеспечивается перевозка до 20 десантников с оружием или до 2 т груза. При этом вертолет оборудуется задней грузовой рампой. В противолодочном варианте в грузовой кабине размещается специальное оборудование и вооружение. Силовая установка состоит из двух турбовальньгх двигателей RTM 322 производства фирм Rolls-Royce и Turbomeca (взлетная мощность 1484 кВт). Двигатели RТМ 322 имеют модульную конструкцию и снабжены электронно-цифровой системой управления со встроенным контролем и поиском неисправностей. Эта система управления обеспечивает оптимизацию характеристик двигателей на всех режимах работы. В целях обеспечения высокой боевой живучести и безопасности полетов двигатели имеют чрезвычайный режим, позволяющий продолжать полет в случае полного отказа одного из них. В местах крепления силовой установки вмонтированы бронзовые хомуты и сетчатые металлические покрытия для защиты от грозовых разрядов. Вместимость протектированных топливных баков составляет 1900 кг. Состав бортового радиоэлектронного оборудования зависит от предназначения вертолета. Основу этого оборудования составляют быстродействующие ЭВМ, связанные между собой двумя сверхскоростными шинами передачи данных. Оба варианта вертолета снабжены навигационной системой, автопилотом, системой диагностики и контроля бортового оборудования, системой отображения информации на шлеме летчика, станции KB и УКВ связи. Противолодочный вертолет оборудован дополнительно многофункциональной поисковой РЛС с дальностью обнаружения 360 км и зоной обзора 360?, инфракрасной станцией, магнитным обнаружителем, опускаемой гидроакустической станцией и сбрасываемыми радиогидроакустическими буями. Вооружение противолодочного вертолета NH-90 состоит из противолодочных торпед "Мурена", Мк.46 или А244, противокорабельных ракет АМ-39 "Экзосет" и глубинных бомб. Общий вес боевой нагрузки составляет 700кг. Транспортный вертолет может нести такие виды подвесного вооружения, как пусковые установки неуправляемых ракет, подвесные пушечные или пулеметные установки. Первый полет вертолет совершил в декабре 1995 года. Принятие вертолета NH-90 на вооружение планируется в 2003 году. Вертолетом планируется заменить целый ряд вертолетов - Puma, Super Frelon, Superlynx, Bell UH-1D, Bell 212, Bell 412 и Westland Sea King. Потребности в вертолете составляют (предварительные цифры): Франция (133 (160) TTH + 27 (60) NFH), Германия (205 (234) TTH + 38 (38) NFH), Италия (150 (150) TTH + 46 (64) NFH) и Нидерланды (20 (20) NFH).
Истребитель-бомбардировщик Су-7 Тактико-технические характеристики: Год принятия на вооружение - 1960 Размах крыльев – 8,93 м Площадь крыльев – 27,6 кв.м Длина – 17,37 м Высота – 4,57 м Масса, кг - пустого - 8620 - нормальный взлетный - 12000 - максимальный взлетный - 13500 Тип двигателя - 1 ТРД Сатурн (Люлька) АЛ-7Ф-1 Тяга – 10110 кгс Максимальная скорость, км/ч - на высоте 11000 м - 1700 - на уровне моря - 1350 Дальность - 1450 км Макс. скороподъемность - 9120 м/мин Практический потолок - 15150 м Экипаж - 1 чел
Вооружение: Две 30 мм пушки НР-30 с 70 патронами установленные в крыльх.
Максимальная нагрузка - 2500 кг, практическая боевая - 1000 кг укрепляемая на шести подвесках (две под фузеляжем и четыре под крыльями) + 2 ПТБ емкостью 600 литров.
Возможна подвеска ядерного бомб с свободным падением, нотипичные нагрузка - две 500 или 250 кг бомбы различных типов, или две или четыре 16х(32х) 55-мм НУР, или два контейнера УПК-23 с 23-мм двухствольной пушкой ГШ-23Л.
Обозначение НАТО: FITTER
Су-7Б - одноместный цельнометаллический истребитель-бомбардировщик классической аэродинамической схемы с одним ТРДФ.
Фюзеляж - цельнометаллический, полумонококовой конструкции. Состоит из 43 шпангоутов, 7 лонжеронов и 23 стрингеров с обшивкой. Изготовлен из алюминиевых сплавов Д-16 и В-95 с применением стали 30ХГСНА. На расстоянии 1500 мм от передней кромки воздухозаборника установлены 4 противопомпажные створки. Носовой радиопрозрачный конус с помощью гидравлического привода может перемещаться на 230 мм вперед. Конусом и противопомпажными створками в полете управляет автоматическая система ЭСУВ-1.
В фюзеляже, состоящем из головной и хвостовой частей, размещается кабина летчика, ниша передней стойки шасси, воздушный канал двигателя, четыре мягких топливных бака, ТРД с форсажной камерой, контейнер тормозного парашюта, боезапас пушек, радиоэлектронное оборудование и ряд других систем. В хвостовой части фюзеляжа расположены четыре тормозных щитка, выпускаемых гидравлическим приводом, каждый площадью 0.33 м.кв. с максимальным углом отклонения 50° и опора, предохраняющая хвостовую часть самолета при посадке с большим углом.
Замена двигателя осуществляется путем отъема хвостовой части фюзеляжа вместе с хвостовым оперением от головной части (между шпангоутами 27 и 28).
Крыло. Угол стреловидности 60° по линии 25% хорд, угол установки +1°, поперечное V -3°. Изготовлено в основном из алюминиевого сплава Д-16. Выполнено по однолонжеронной схеме с внутренним подкосом и крепится к кольцевым шпангоутам фюзеляжа с помощью вильчатых стыковых узлов.
Для конструкции крыла характерно применение монолитных панелей.
На каждой консоли установлено: элерон с весовой и аэродинамической компенсацией, выдвижной закрылок и две аэродинамических перегородки. Отсеки крыла: носок, отсек вооружения, отсек главной ноги шасси, герметический топливный отсек - емкость для топлива и хвостовая часть консоли.
Узлы крепления внешних подвесок установлены на правой и левой консоли крыла на расстоянии 2500 мм от плоскости симметрии самолета.
Хвостовое оперение. Стреловидность киля и стабилизатора по линии 25% хорд 55°. Цельноповоротный стабилизатор расположен на 110 мм ниже СГФ с углом установки -1°. Для повышения критической скорости флаттера стабилизатора на его концах установлены выносные противофлаттерные грузы. В отъемной части вертикального оперения размещаются антенны радиоответчика и связной радиостанции. В конструкции хвостового оперения используется алюминиевый сплав В95-Т, Д16-Т, сталь ЗОХГСНА и ЗОХГСА.
Кабина - герметическая, с системой кондиционирования воздуха. Оборудована выступающим за обводы фюзеляжа фонарем, состоящим из неподвижного козырька и подвижной части, сдвигаемой назад по полету.
В кабине размещено катапультное кресло КС-2, сблокированное с телескопическим стреляющим механизмом ТСМ-1880-52. Спинка кресла выполнена из алюминиевых броневых плит типа АПБА и АБА.
Шасси. Трехопорное, с одинарными колесами. Передняя стоика снабжена нетормозным колесом высокого давления К-283 (570 * 140) и убирается вперед по полету. Главные стоики с тормозными колесами высокого давления КТ-69 (880 * 230) с дисковыми тормозами. Убираются в крыло по направлению к фюзеляжу. Колеса главного шасси крепятся на рычажном подвесе и убираются механическим подтягом.
Колея шасси - 3830 мм, база - 4920 мм.
Силовая установка. Газотурбинный воздушно-реактивный двигатель конструкции А.М.Люльки АЛ-7Ф1-100 с форсажной камерой. Имеет осевой девятиступенчатый компрессор со сверхзвуковой ступенью на входе. Тяга двигателя 6800 кг (66.64 кН) без форсажа и 9600 кг (94.08 кН) на форсаже. Удельный расход топлива на максимальном режиме 0,099 кг/Нчас. Запуск двигателя осуществляется турбостартером ТС-20 (топливо - бензин Б-70). Сухой вес двигателя с агрегатами 2285 кг, диаметр двигателя с приводными агрегатами 1250 мм, длина с форсажной камерой 6615 мм.
Система кислородной подпитки двигателя - для запуска двигателя в воздухе в высотных условиях, запуска форсажной камеры, запуска на земле при низкой температуре окружающего воздуха. Три баллона с кислородом размещаются в носке левой отъемной части крыла, между 6 и 8 нервюрами.
Тормозная парошютная система. Состоит из тормозного парашюта ПТ-7 3 серии, уложенного в чехол, размещаемый в контейнере под двигателем, между 34 и 35 шпангоутами. Трос крепится к фюзеляжу замком ЗПТ-055Д между 43 и 45 шпангоутами.
Система управления. Для управления рулевыми поверхностями применяются необратимые бустеры (гидроусилители) типа БУ-49Э для элеронов (2 шт.), БУ-49С для стабилизатора (2 шт.), БУ-49РП для руля направления (1 шт.). В киле установлен демпфер рыскания АП-106М. Для создания у летчика имитации усилия при управлении самолетом, к ручке управления и педалям подключены автоматы загрузки АРЗ-1. В систему управления включен автопилот АП-28И1.
Топливная система. Состоит из четырех мягких фюзеляжных топливных баков, герметических топливных отсеков в крыле (по одному в каждой плоскости) и двух ПТБ. Емкость топливной системы с ПТБ - 4695 л.
Фюзеляжный бак (ФБ) №1 - 1100 л, ФБ №2 - 680 л, ФБ №3 - 505 л, ФБ №4 - 330 л. Два крыльевых бакаотсека - 800 л, два ПТБ - 1280 л.
Топливо - авиационный керосин марки Т-1, ТС-1 или их смесь в любой пропорции.
Гидравлическая система. Обеспечивает выпуск и уборку шасси, закрылков, тормозных щитков, управление конусом воздухозаборника и противопомпажными створками, питание бустеров, управляющих стабилизатором, элеронами и рулем направления.
Включает в себя три самостоятельные системы: силовую и две бустерных (основную и дублирующую). Каждая система имеет отдельный источник питания, отдельную группу гидроагрегатов и отдельные трубопроводы. Максимальное давление в системе 215 кг/см2. Емкость гидробака - 12.5 л. Рабочая жидкость - АМГ-10.
Пневматическая система. Состоит из двух автономных пневмосистем. Первая (основная) обеспечивает основное торможение главных колес шасси, автоматическое торможение колес при уборке шасси, аварийный выпуск закрылков, герметизацию фонаря и перезарядку пушек. Вторая (аварийная) обеспечивает аварийное торможение главных колес шасси при выходе из строя основной ПС, аварийный выпуск шасси. Рабочее тело системы - азот. Зарядное давление в баллонах - 150 кг/см.кв. Давление, подводимое к тормозам колес - 12 кг/см.кв. Емкость баллонов основной системы - 12 л, аварийной - 6 л.
Противопожарная система. Предназначена для тушения пожара на земле, возникающего на самолете в двигательном отсеке. Делится на две части - средства предупреждения о возникновении пожара и средства тушения. В качестве огнегасящего вещества применяется состав "7" (фреон). Емкость специального огнетушителя 20С-2 - 2 литра.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Легкий бомбардировщик-разведчик Су-2 Тактико-технические характеристики самолета: Размах крыла - 14,30 м Длина - 10,46 м Высота - 3,94 м Площадь крыла - 29,0 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 3273 - нормальная взлетная - 4700 Тип двигателя - 1 ПД Швецов М-82 Мощность - 1400 л.с. Максимальная скорость - 486 км/ч Крейсерская скорость - 459 км/ч Практическая дальность - 1100 км Максимальная скороподъемность - 588 м/мин Практический потолок - 9000 м Экипаж - 2 чел
Вооружение: 6-9 7.62-мм пулемета ШКАС (650 патронов на ствол), 10 НУРС РС-82 или РС-130, 400 кг бомб.
Группа конструкторов, возглавляемая П.О.Сухим, в 1936 году получила задание разработать для Военно-Воздушных Сил новый многоцелевой самолет: ближний бомбардировщик, разведчик и штурмовик. Общее руководство проектированием осуществлял А.Н.Туполев. В августе 1937 года был построен опытный экземпляр самолета, обозначенного АНТ-51, и М.М.Громов выполнил на нем первый полет. В дальнейшем группа П.О.Сухого, выделившаяся в самостоятельное опытное конструкторское бюро, подготовила несколько вариантов этого самолета. Все они, как и первый экземпляр, были двухместными. В соответствии с тем, какими двигателями оснащался тот или иной вариант самолета, менялись летно-технические данные и частично вооружение. Лучшим вариантом был признан самолет с двигателем М-82 в 1400 л. с. Он получил нaзвaниe Су-2 (ББ-1), то есть Сухой-второй, ближний бомбардировщик-первый. По схеме - нормальный низкоплан. Его максимальная скорость достигала 486 км/час, потолок - 8900 м.
Конструкция Су-2 смешанная. Фюзеляж самолета - деревянный, типа полумонокок, обшитый бакелитовой фанерой. Крыло - дюралевое со стальными полками лонжеронов. Стабилизатор и каркас рулей - дюралевые, обшивка рулей полотняная. В центроплане и консолях - посадочные щитки. За турелью опускаемый при стрельбе обтекатель, между кабинами -прозрачный фонарь. Спинка сиденья летчика и кабина стрелка снизу и с боков имели бронезащиту. Вооружение - 6 пулеметов ШКАС и 10 реактивных снарядов. Су-2 мог брать 400 кг бомб на внутренней, а в варианте ближнего бомбардировщика дополнительно до 500 кг бомб на наружной подвеске. Шасси одностоечное, убираемое в центроплан путем поворота к оси самолета. Вес пустого - 3273 кг, взлетный - 4700 кг. Разведчики-бомбардировщики Су-2 применялись в первый период Великой Отечественной войны. Во время войны быстро выяснилось, что такой тип разведчика и ближнего бомбардировщика изжил себя, принципиально устарел и не нужен. Всего было построено 500 экземпляров Су-2.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Истребитель-перехватчик Су-9 Тактико-технические характеристики самолета: Год принятия на вооружение - 1960 Размах крыльев - 8.54 м Длина фюзеляжа с ПВД - 18.06 м Высота - 4.82 м Площадь крыла - 34.0 кв.м Масса, кг - пустого - 7675 - нормальная взлетная - 11422 - максимальная взлетная - 12512 Масса топлива - 3100-3720 кг Тип двигателя - 1 ТРДФ АЛ-7Ф-1-100У Тяга двигателя на форсаже - 1 х 9600 кгс Максимальная скорость, км/ч - на высоте - 2120 - у земли - 1150 Практическая дальность - 1800 км Максимальная скороподъемность - 12000 м/мин Практический потолок - 20000 Экипаж - 1 чел
Вооружение: первоначально состояло из 4 ракет РС-2УС, управляемых по радиолучу. Ракеты подвешивались на пусковые устройства типа АПУ-19 (внутренние), АПУ-20 (внешние). Позднее самолет дооснастили ракетами Р-55 с тепловыми ГСН, и стандартный вариант вооружения обычно включал 2хРС-2УС плюс 2хР-55. В состав системы вооружения входила радиолокационная станция РП-9У (после доработок для применения ракет Р-55 получила обозначение РП-9УК) и контрольно-регистрирующая аппаратура: киносъемочный аппарат АКС-5 в носке правой консоли крыла и фотоприставка ПАУ-457 для съемки индикатора РЛС. Допускалась возможность как одиночного пуска, так и залпового сериями по 2 или 4 ракеты с интервалом схода 0,35 секунды или по 13 секунд между сериями. Порядок схода ракет: левая и правая внутренние, левая и правая внешние.
Обозначение НАТО: FISHPOT-B
Фюзеляж - полумонококовой конструкции. Силовой набор состоял из 61 шпангоута, 5 лонжеронов и 25 стрингеров. Между шп. №№15 и 28 фюзеляж имел форму цилиндра с диаметром 1550 мм. Максимальный диаметр хвостовой части составлял 1634 мм. Эксплуатационным разъемом по шп. №28-29 он разделялся на 2 части: головную (ГЧФ, или Ф-1) и хвостовую (ХЧФ, Ф-2). В технологическом плане ГЧФ расчленялась на передний отсек или носовую часть (до 4 шп.), отсек гермокабины (от 4 до 9 шп.) и задний отсек (от 9 до 28 шп.). Осесимметричный воздухозаборник оснащался подвижным центральным двухскачковым конусом. На боковых поверхностях носового отсека располагались 4 противопомпажные створки. Как и конус, они управлялись электрогидравлической системой ЭСУВ-1. Воздушный канал в районе кабины разделялся на 2 рукава, вновь соединявшихся за ней. Как передний, так и кабинный отсеки ГЧФ не имели продольного набора. Кабинный отсек включал собственно гермокабину и располагавшуюся под ней нишу передней опоры шасси. Фонарь кабины состоял из козырька с бронеблоком из силикатного стекла и сдвижной части из термостойкого оргстекла. Сразу за кабиной располагалось приборное оборудование, далее - топливные баки №№1 и 2, которые на Су-9 ранних серий были выполнены вкладными, а позднее бак №1 стал гермоотсеком. При этом отказались и от косых шпангоутов №№17-19, которые должны были служить направляющими для рукавов питания пушек. Между шпангоутами №№23 и 28 располагался двигательный отсек, на нижней поверхности которого находились люки обслуживания и воздухозаборники продува. Крыло крепилось к фюзеляжу в 4 точках - по силовым шпангоутам №№15, 21, 25 и 28.
Крыло - треугольное, с углом стреловидности по передней кромке 60°, установочным углом - 0° и отрицательным углом поперечного "V" 2°. Каркас каждой консоли составляли: передний и задний лонжероны, 3 балки, стрингеры, 14 нервюр и 25 носков нервюр. Конструктивно каждая консоль делилась на 5 отсеков: передний отсек, отсек шасси, задний отсек, носок и хвостовая часть. На Су-9 ранних серий в переднем отсеке предусматривалась установка пушек. Позже этот отсек был переделан под топливный. Отсек шасси располагался между балками №№1 и 2. Задний отсек, располагавшийся между 2-й и 3-й балками, был выполнен герметичным и являлся топливным баком. Панели отсека отштампованы заодно с продольным и поперечным набором, в остальных местах применена обычная листовая обшивка. Механизация крыла состояла из выдвижного щелевого закрылка и элерона с осевой аэродинамической и весовой компенсацией. Под каждой консолью было установлено по два пилона для подвески пусковых устройств.
Хвостовое оперение состояло из киля с рулем направления и цельноповоротного стабилизатора. Конструкция - клепаная, с работающей обшивкой. Киль - однолонжеронный с подкосной балкой, с продольным набором из стрингеров и поперечным из 16 нервюр. Форкиль конструктивно выполнен совместно с фюзеляжем и имел разъем по шп. №28-29. Законцовка киля - из стеклопластика с впрессованной сетчатой антенной радиостанции РСИУ-4В. Руль направления - однолонжеронный с весовой балансировкой. Стабилизатор с установочным углом -2° состоял из двух половин, каждая из которых поворачивалась относительно собственной полуоси, установленной с углом стреловидности 48,5°. Каждая половина - однолонжеронной конструкции с передней и задней стенками, стрингерным набором и нервюрами. Для повышения критической скорости флаттера на законцовке каждой из половин устанавливался выносной груз.
Основные конструкционные материалы планера - алюминиевые сплавы В95, Д16 и Д19, ряд ответственных силовых узлов выполнялся из сталей ЗОХГСА и ЗОХГСНА.
Взлетно-посадочные устройства. Шасси состояло из передней опоры, убиравшейся вперед, и двух основных, убиравшихся по направлению к фюзеляжу. Амортизация - масляно-пневматическая, подвеска колес - рычажная. На Су-9 ранних серий на передней опоре устанавливалось нетормозное колесо К-283 с пневматиком типоразмера 570х140 мм и тормозные колеса КТ-50У с пневматиками 800х200 мм - на основных опорах. На машинах более позднего выпуска: на передней опоре - тормозное колесо КТ-51, на основных - КТ-89. Типоразмер не изменился. Давление в пневматиках составляло 9 и 12 кгс/см2 соответственно. Тормоза колес основных опор - дисковые, металло-керамические, передней опоры - камерного типа. На передней опоре устанавливался гаситель колебаний "шимми". Самолет оснащался тормозным парашютом ПТ-7 или ПТЗ-7Б.
Силовая установка. На самолете устанавливался ТРДФ АЛ-7Ф-1, а позднее - АЛ-7Ф1-100, -150 или -200, отличавшиеся повышенным соответственно до 100, 150 и 200 часов ресурсом. Двигатель имел форсажную камеру с двухпозиционным соплом. Удельный расход топлива на форсаже - 2,3 кг/кгс ч, на максимале - 0,96 кг/кгс ч. Сухая масса двигателя - 2050 кг, масса с самолетными агрегатами - 2325 кг. Запуск осуществлялся при помощи турбостартера ТС-19А или ТС-20, работавшего на бензине. Управление двигателем - тросовое, форсажем - электрическое. Система ЭСУВ-1 на дозвуковых скоростях удерживала конус в убранном положении, а на сверхзвуке постепенно выдвигала его, обеспечивая оптимальное расположение скачков уплотнения. Топливная система состояла из фюзеляжных и крыльевых баков суммарной вместимостью 3060 л, а для самолетов поздних серий - 3780 л, в двух подвесных баках размещалось еще 1200 л. Топливо - керосин Т-1, ТС-1 или РТ.
Система управления - необратимая бустерная. Проводка системы управления стабилизатором и элеронами - жесткая, а РН - смешанная, при помощи тросов и тяг. Для имитации аэродинамических нагрузок во все каналы включались пружинные загрузочные механизмы (в системе управления РН их было два, один из которых был сблокирован с шасси и отключался при его выпуске). Кроме того, в систему продольного управления включались: автомат регулирования загрузки АРЗ-1, дифференциальный механизм и механизм триммерного эффекта; в систему поперечного управления - пружинные тяги, предназначенные для управления самолетом при отказе одного из бустеров элеронов, а в систему управления РН - демпфер рыскания АП-106М. Использовались бустеры типа БУ-49.
Гидравлическая система состояла из трех независимых систем: силовой и двух бустерных (основной и дублирующей). Каждая имела автономный источник питания - плунжерные насосы типа НП-26/1. В дублирующую систему параллельно основному насосу был подключен аварийный НП-27, обеспечивающий управление самолетом в случае отказа двигателя. Максимальное давление в системе - 210 кгс/см2, рабочая жидкость - АМГ-10. Силовая гидросистема предназначалась для уборки и выпуска шасси, закрылков, тормозных щитков, конуса воздухозаборника и управления противопомпажными створками, а также автоматического торможения колес при уборке шасси, а бустерные - только для обеспечения работы бустеров.
Пневматическая система состояла из двух автономных систем: основной и аварийной, предназначенных для торможения колес основных опор, аварийного выпуска шасси и закрылков и герметизации фонаря кабины. Рабочее тело - сжатый азот, зарядное давление в системе - 150 кгс/см2. Сжатый азот размещался в 3 баллонах суммарной емкостью 12 л.
Система кондиционирования воздуха предназначалась для обеспечения необходимых условий жизнедеятельности летчика. Воздух отбирался от 5-й либо 7-й ступени компрессора, программный уровень давления обеспечивался регулятором АРД-57В, а заданный уровень температуры в пределах от +10 до +20 градусов Цельсия - термостатом ТРТВК-45М. Воздух поступал в кабину через коллекторы обдува остекления, предохраняя его от запотевания. Для обеспечения летчика кислородом при полетах на больших высотах и при разгерметизации кабины служил комплект кислородного оборудования ККО-2: маска КМ-ЗОМ, кислородные приборы КП-34 и КП-27М (парашютный) и баллоны с системой понижающих редукторов. Использовался высотный компенсирующий костюм ВКК-ЗМ с гермошлемом ГШ-4М .
Система аварийного покидания включала катапультируемое кресло типа КС и систему аварийного сброса сдвижной части фонаря. На Су-9 ранних серий устанавливалось кресло КС-1, обеспечивавшее безопасное покидание самолета на приборных скоростях не более 850 км/ч. Вскоре его заменили креслом КС-2, поднявшим скорость до 1000 км/ч, при этом минимальная высота катапультирования в горизонтальном полете составляла 150 м при скорости не менее 500 км/ч. Позднее в серию пошел улучшенный вариант - КС-2а.
Электросистема. Основные источники электроэнергии: генератор постоянного тока ГС-12Т и генератор однофазного переменного тока СГО-8. Аварийный источник постоянного тока - аккумуляторная батарея 12САМ-28. Кроме того, на самолете устанавливались 4 преобразователя ПО-750А, служившие источником переменного однофазного тока стабилизированной частоты и по одному преобразователю ПТ-125Ц и ПТ-500Ц для выработки переменного трехфазного тока стабилизированной частоты. На самолетах ранних серий приборное оборудование кабины имело ультрафиолетовое освещение, позднее были внедрены лампы красного освещения. Рулежная фара ФР-100 устанавливалась на стойке передней опоры шасси, две выдвижные посадочные фары ЛФСВ-45 - в специальных вырезах в консолях крыла.
Пилотажно-навигационное оборудование состояло из: гирокомпаса ГИК-1, замененный вскоре на курсовую систему типа КСИ с указателем курса УКЛ-1 (УКЛ-2), авиагоризонта АГИ-1 (позднее АГД-1), высотомера ВДИ-30, указателя скорости КУСИ-2500, указателя числа Маха М-2,5, вариометра ВАР-300, указателя поворота ЭУП-53, акселерометра АМ-10 и часов АЧХ..
Радионавигационное и связное оборудование включало: связную УКВ-станцию РСИУ-4В, высотную аппаратуру связи из комплекта ККО-2, автоматический радиокомпас АРК-5, маркерное радиоприемное устройство МРП-56П, радиоответчик СОД-57М радиолокационной системы слепой посадки РСП-6, бортовую аппаратуру радиолинии "Лазурь" (АРЛ-С), запросчик-ответчик СРЗО-2М системы госопознавания "Кремний-2М".
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Истребитель-перехватчик Су-11 Тактико-технические характеристики: Год принятия на вооружение - 1962 Размах крыльев - 8,43 м Площадь крыла - 26,2 кв.м Длина - 17,4 м Высота - 4,7 м Максимальная взлетная масса - 14000 кг Масса топлива во внутренних баках - 3300 кг Емкость ПТБ - 2 х 600 л Тип двигателя - АЛ-7Ф-2 Тяга двигателя, кгс - бесфорсажная - 1 х 7100 - форсажная - 1 х 10100 Максимальная скорость - 2340 км/ч Максимальная крейсерская скорость - 1915 км/ч Дальность полета с ПТБ - 1100 км Рубеж перехвата - 350 км Максимальная скороподъемность - 1800 м/мин Практический потолок - 17000 м Экипаж - 1 чел
Вооружение: До 2-х УР класса "воздух-воздух" типа К-8М (АА-3 ). Боевая нагрузка - 1000 кг. Модернизированные самолеты могли нести два контейнера с 23-мм пушками УПК-23 на внешних узлах подвески.
Обозначение НАТО: FISHPOT-C
Су-11 представляет собой выполненный по классической схеме среднеплан с треугольным крылом тонкого ламинарного профиля и стреловидным хвостовым оперением. Механизация крыла, как и у самолета Су-7, состоит из щелевых закрылков, расположенных в околофюзеляжных частях и элеронов (на внешних частях крыла). Фюзеляж самолета выполнен в соответствии с правилом площадей. Кабина пилота, расположенная в носовой части, оборудовалась катапультируемым креслом класса 0-0. Фонарь кабины каплевидной формы сдвигается назад. Он выступает за обводы фюзеляжа, что обеспечивает прекрасный обзор пилоту. Хвостовое оперение самолета состоит из классического вертикального и управляемого горизонтального оперения. На киле под рулем направления расположен контейнер тормозного парашюта, а перед хвостовым оперением на фюзеляже находятся четырехсекционные тормозные щитки. Самолет оснащался трехстоечным шасси с одинарными колесами. Главные стойки убираются в крыло, передняя — вперед в фюзеляж. Для привода управляющих поверхностей применяются необратимые гидроусилители. На самолете применен лобовой сверхзвуковой воздухозаборник, регулируемый с помощью подвижного центрального конуса, в котором располагалась антенна БРЛС.
Входит в состав комплекса перехвата Т3-8М (Су-11-8М), оснащен системой автоматического управления перехватом "Воздух-1" с радиокомандной линией автоматизированной передачи данных "Лазурь" и РЛС "Орел". Бортовой комплекс обеспечивает перехват целей в задней полусфере (зона атак - 3/4), летящих со скоростью до 1800 км/ч на высотах 500 - 23 000 м. Дальность гарантированного уничтожения цели класса бомбардировщика Ту-16 - 12 - 14 км.
На самолете возможно применение пороховых стартовых ускорителей. Под фюзеляжем или консолями крыльев могут закрепляться подвесные топливные баки. Су-11 имеет два подкрыльевых узла подвески вооружения. На них могут располагаться УР «воздух-воздух» Р-8 как с РЛС ГСН, так и с ИК ГСН. В настоящее время Су-11 в ВВС России не применяется. В начале 70-х годов Су-11 был полностью заменен более совершенным истребителем-перехватчиком Су-15.
В целом же, следует признать Су-11 переходной машиной. Летные характеристики этого самолета были хуже по сравнению с исходным Т-3, зато возможности новой РЛС и более мощных самонаводящихся ракет Р-8М с лихвой компенсировали это. С другой стороны, относительная неудача с Су-11 подвигла коллектив ОКБ-51 на ускоренный поиск альтернативных вариантов компоновки новой машины. Начиная с 1960 года в ОКБ под шифром Т-58 рассматривался вариант модернизации исходного самолета с боковыми воздухозаборниками. Позднее, в серии, этот самолет получил обозначение Су-15.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Истребитель-перехватчик Су-15 Основные тактико-технические характеристики Год принятия на вооружение -1967 Размах крыла, м - 8,62 Длина самолета, м - 22,07 Высота самолета, м - 5,00 Площадь крыла, м2 - 34,56 Масса , кг - пустого самолета - 10220 - нормальная взлетная - 16520 - максимальная взлетная - 17094 Тип двигателя - ТРДФ Р11Ф2С-300 Максимальная тяга, кН - 2*60,80 Максимальная скорость, км/ч: - у земли - 1200 - на высоте 12000 м - 2230 Посадочная скорость, км/ч -350 Практический потолок, м: - у самолетов с коническим обтекателем РЛС - 18500 - у самолетов с оживальным обтекателем - 17000 Практическая дальность, км - 1550 Длина разбега с ПТБ, м - 1650 Максимальная эксплуатационная перегрузка - 6.5 Экипаж, чел - 1
Вооружение:Две УР класса "воздух-воздух" средней дальности с полуактивной радиолокационной и ИК системами наведения Р-98 или Р-8М Вместо ПТБ могут подвешиваться два контейнера УПК-23-250 с пушками ГШ-23Л (23 мм, 250 снаря
дов).
Обозначение НАТО: FLAGON
Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с низкорасположенным треугольным крылом и стреловидным оперением. Планер изготовлен, преимущественно, из алюминиевых сплавов.
Фюзеляж - типа монокок, выполнен с учетом правила площадей. По бокам размещены регулируемые воздухозаборники. В хвостовой части расположено четыре воздушных тормоза. Под килем находится контейнер с тормозным парашютом. Кабина - одноместная (на Су-15УИ и Су-15УМ - двухместная), герметизированная, с системой кондиционирования воздуха. Сдвижной фонарь конструктивно подобен фонарям, применяемым на самолетах Су-7, Су-9 и Су-11. Катапультное кресло КС-4, разработанное в ОКБ П.О. Сухого, обеспечивает покидание самолета во всем диапазоне высот от 0 м при минимальной скорости 120 км/ч.
Крыло самолетов Су-15 (начиная с 11-й серии) и Су-15ТМ имеет переменную стреловидность по 1/4 хорд (55 град в корневой части и 45 град на концах). Первые серии самолетов Су-15 оснащались крылом, аналогичным крылу самолетов Су-9 и Су-11. Имеются аэродинамические гребни небольшой высоты. Приблизительно половину размаха занимают элероны, другую половину - закрылки простого типа с системой сдува пограничного слоя (на первых серийных истребителях Су-15 не применялась).
Шасси самолета Су-15 конструктивно близки шасси, применяемому на самолетах Су-7, Су-9 и Су-11, однако из-за большой посадочной скорости тормоза колес основных стоек имеют спиртоводяное охлаждение (рабочая жидкость, пригодная для "внутреннего употребления", известна у авиаторов под названием "султыга").
Силовая установка. Истребитель Су-15 оснащен ТРДФ Р-11Ф2С300 (2х60,8 кН/2х6200 кгс), Р-11Ф2СУ-300 или Р-13Ф-300 (2x65,7 кН/2x6700 кгс), на Су-15ТМ установлен ТРДФ Р-13Ф-300.
Топливная система включает три топливных бака в фюзеляже и два бака-отсека в крыле. Кроме того, под фюзеляжем может подвешиваться два ПТБ. Суммарная емкость топливных баков самолета (вместе с ПТБ - 8600 л.
Общесамолетное оборудование. Самолет имеет четыре гидравлических системы и четыре пневмосистемы. Автоматизированная система управления АСУ-58 позволяет выполнять боевое задание (вплоть до пуска ракет) фактически без участия летчика.
Целевое оборудование. Самолет Су-15 оснащен РЛС "Орел-Д", "Орел-ДМ" или "Орел-ДПА" с параболической антенной. На Су-15ТМ установлена более мощная РЛС "Тайфун-М".
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Истребитель-бомбардировщик Су-17 Тактико-технические характеристики: Год принятия на вооружение - 1970 Размах крыла, м - при мин. стреловидности - 13,68 - при макс. стреловидности - 10,025 Длина самолета - 19,02 м Высота самолета - 5,129 м Площадь крыла, кв.м - при мин. стреловидности - 38,49 - при макс. стреловидности - 34,85 Масса, кг - пустого - 10500 - максимальная взлётная - 19500 Двигатели - 1 ТРД АЛ-21Ф-3 Тяга - 11500 кгс Максимальная скорость, км/ч -у земли - 1185 - на высоте - 1850 Дальность полета - 2200 км Боевой радиус действия - 590 км Потолок высоты - 16500 м Экипаж - 1 чел
Вооружение:2 30-мм пушки НР-30, боекомплект (на каждую пушку) 300 снар. Боевая нагрузка - 3800 кг на 8 узлах подвески: 8 УР "воздух-воздух" Р-60,К-13; УР "воздух-земля" Х-25МР, Х-25МП,Х-29Л,Х-29Т; НУР С-5,С-8, С-13, С-24; Корректируемые авиабомбы КАБ-1500,КАБ-500; Бомбы свободного падения калибром до 500 кг; Кассетные бомбы; Баки с зажигательной смесью; Подвесные пушечные установки.
Обозначение НАТО: FITTER
Су-17 - одноместный цельнометаллический свободнонесущий среднеплан с крылом изменяемой геометрии, одним двигателем и трёхстоечным убираемым шасси. Истребитель-бомбардировщик. Создан в ОКБ, руководимым Генеральным конструктором П.О. Сухим. Ведущий конструктор Н. Зырин. Прототип был создан на базе серийного Су-7БМ и получил название Су-7ИК (С-22И). Был поднят 2 августа 1966 г. лётчиком-испытателем В.С. Ильюшиным. В 1967 г. опытный экземпляр нового самолета, под обозначением Су-7ИГ, был показан публике на воздушном параде "Домодедово". В 1970 г. новая машина, получившая название Су-17, была принята на вооружение. Главным отличием от своего предшественника стало крыло изменяемой геометрии. Для упрощения конструкции и быстрейшего запуска в серийное производство, поворотными выполнили только концевые части крыльев (подвижная часть крыла была установлена примерно на половине каждой консоли). В результате проведенные доработки (в сравнении с Су-7) не привели к существенному изменению технологии производства.
В первых модификациях Су-17 предназначался для поражения наземных, надводных и воздушных целей, а также ведения тактической воздушной разведки (разведывательное оборудование размещалось в контейнерах под крылом).
Начиная с модификации Су-17М4 снижение требований к скоростным характеристикам истребителей-бомбардировщиков, предназначенных преимущественно для действий на малых высотах с околозвуковой скоростью, позволило отказаться от регулируемого воздухозаборника. В результате проведенной модернизации максимальная скорость снизилась с 2300 км/ч у Су-17М3 до 1850 км/ч у Су-17М4. Положительной стороной модернизации явилось существенное облегчение и упрощение конструкции планера.
Планер самолёта выполнен из алюминиевых сплавов. Подвижные консоли крыла изменяют угол стреловидности от 30 0 до 63 0. Неподвижная СЧК имеет фиксированный угол стреловидности по передней кромке 63 0. Лётчик размещается в отапливаемой и вентилируемой гермокабине, закрываемой фонарём, крышка которого откидывается вверх-назад при помощи сервопривода. На фонаре кабины расположен перископ для обзора задней полусферы. На модификациях до Су-17М2 включительно применены катапультные кресла КС-4С-32, на последующих К-36ДМ класса 0-0.
Самолет оснащен трехстоечным шасси с одинарными баллонами на колесах. Применение пневматики низкого давления позволило эксплуатировать самолет с аэродромов, имеющих травяное покрытие. Самолет для уменьшения длины пробега снабжен тормозным парашютом.
Установленный на Су-17М3 прицельно-навигационный комплекс КН-23, включающий в себя лазерный дальномер "Клён-ПС", стрелково-бомбардировочный прицел АСП-17БЦ-8 и радиовысотомер РВ-5, позволяет выполнять полет со сверхзвуковой скоростью на малых высотах в автоматическом режиме. На первых серийных Су-17 устанавливались ТРДФ, развивающие тягу на форсаже 9600 кГ. У АЛ-21Ф3 подобная характеристика составляет 11200 кГ, у Р-29БС-300 аналогичную величину.
Встроенное вооружение на всех модификациях состоит из двух 30-мм пушек НР-30, установленных в центроплане, с боезапасом 80 выстрелов на ствол.
Боевая нагрузка общей массой до 4000 кг подвешивается на 6 пилонов: 2 фюзеляжных и 4 подкрыльевых. На Су-17М3 количество подфюзеляжных пилонов увеличено на 2. Су-17М4 имеет уже 10 пилонов: 4 подфюзеляжных и 6 подкрыльевых. Боевая нагрузка повышена до 4250 кг. При этом 2 центральных подкрыльевых пилона предназначены исключительно для подвески УР класса "воздух-воздух" Р-60.
Первые серийные Су-17 не несли управляемого оружия класса "воздух-поверхность". На последующих модификациях этот недостаток был устранён, и на 2 внутренних подкрыльевых пилона подвешиваются УР либо КАБ различных типов. Су-17М поначалу брали Х-23М и противорадиолокационные Х-28. Позднее номенклатура была расширена возможностью подвески Х-25 и Х-29Л. Су-17М2 также несли все вышеупомянутые системы. Данная модификация первой в семействе Су-17 получила на вооружение УР Р-60. Су-17М4 способны нести наиболее разнообразную гамму управляемого вооружения: бомбы КАБ-500л; корректируемые ракеты С-25Л; УР типов Х-25МЛ/МР, Х-27, Х-29Л/Т; противорадиолокационные УР Х-25МП, Х-27, Х-58.
Все модификации берутся в блоках НУРС типов С-5, С-8 либо С-13, а также одиночные НУРС С-24 и С-25. Среди других типов подвесного вооружения числятся свободнопадающие авиабомбы калибров от 100 до 500 кг; бомбокассеты РБК-250 и РБК-500, пушечные контейнеры КМГУ; зажигательные баки. Под СЧК также оборудуются 2 1156-л или 830-л ПТБ.
Су-17 и Су-17М оснащались бомбоприцелом ПБК-2 и стрелковым АСП-5НД-7. На Су-17М2 вместо последнего был установлен более совершенный АСП-17.
Для наведения УР Х-23М применялась аппаратура управления "Дельта", размещённая в подвесном контейнере. Для наведения Х-25Мл и Х-29Л использована лазерная станция "Прожектор", также размещённая в подвесном контейнере. На Су-17М2, помимо данной станции, установлен лазерный дальномер-целеуказатель "Фон-1400".
На Су-17М3 вместо него установлен более совершенный "Клён-54", прицел АСП-17, индикатор прямой видимости, станция предупреждения о радиолокационном излучении "Сирена-3" и др. БРЭО. Также установлены отстреливатели ловушек и диполей КДС-23 и АСо-2В. Некоторые самолёты для контроля результатов бомбометания имеют камеру АФА-39.
Самолёты начали поступать в части ВВС СССР с 1972 г., а позднее и авиации ВМС. Использовались вплоть до распада Советского Союза, после чего оказались в составе вооружённых сил Беларуси, России, Узбекистана, Украины. По некоторым данным, несколько машин было приобретено Арменией. В настоящее время в странах СНГ Су-17 либо сняты с вооружения, либо находятся в процессе снятия.
Су-17 поставлялись в Алжир, Анголу, Афганистан, Болгарию, Сирию, Чехословакию (после распада оказались в ВВС как Чехии, так и Словакии). В ряде этих стран самолёты уже сняты с вооружения, во многих ещё эксплуатируются.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Истребители-бомбардировщики Су-20 и Су-22 Тактико-технические характеристики Су-20: Год принятия на вооружение - 1972 Размах крыла, м - при мин. стреловидности - 13,68 - при макс. стреловидности - 10,025 Длина самолета - 19,02 м Высота самолета - 5,129 м Площадь крыла, кв.м - при мин. стреловидности - 38,49 - при макс. стреловидности - 34,85 Масса, кг - пустого - 10500 - максимальная взлётная - 19500 Двигатели - 1 ТРД АЛ-21Ф-3 Тяга - 11500 кгс Максимальная скорость, км/ч - у земли - 1185 - на высоте - 1850 Дальность полета - 2200 км Боевой радиус действия - 590 км Потолок высоты - 16500 м Экипаж - 1 чел
Вооружение: Встроенное: 2 30-мм пушки НР-30, боекомплект (на каждую пушку) 300 снар.
Подвесное: Боевая нагрузка - 3800 кг на 8 узлах подвески: 8 УР "воздух-воздух" Р-60,К-13; УР "воздух-земля" Х-25МР, Х-25МП,Х-29Л,Х-29Т; НУР С-5,С-8, С-13, С-24; Корректируемые авиабомбы КАБ-1500,КАБ-500; Бомбы свободного падения калибром до 500 кг; Кассетные бомбы; Баки с зажигательной смесью; Подвесные пушечные установки.
ОКБ им. Сухого Су-20 Обозначение НАТО: FITTER-С
Первые поставки за границу истребителя-бомбардировщика Су-17 начались в 1972 году, когда несколько самолётов были направлены в Египет. В феврале 1972-го вышло правительственное постановление, которым задавалась модернизация бортового оборудования Су-17М и разработка его экспортной модификации С-32МК. На экспортном С-32МКИ с сокращенными вооружением и бортовым оборудованием в декабря 1972-го летчик-испытатель А.Н.Исаков совершил первый полет, а в январе 1973-го самолет предъявили на госиспытания.
Одновременно для поставки странам "третьего мира" разрабатывался еще один экспортный вариант с обозначением С-32МК - "гибрид" фюзеляжа Су-17М и крыла Су-7БМК. Машину испытывал в 1973-м летчик-испытатель В.А.Кречетов, но дальнейшего развития "гибрид" не получил. Су-7БМК не производился с 1971-го и изготовление еще одной модификации на перегруженном ДМЗ им.Ю.А.Гагарина признали нецелесообразным, тем более, что за год до этого египетские ВВС получили эскадрилью Су-17. Госиспытания С-32МКИ успешно завершились в декабре 1973-го. Под обозначением Су-20 он поставлялся на экспорт, а серийный заводской шифр изменили на С-32МК. Первые 15 самолётов поступили на вооружение ВВС Сирии. Свыше 140 Су-20 поставили в Польшу, Египет, Ирак, Сирию. Экспортные Су-20 серий 62-66 и 74-76 от Су-17М и между собой отличались многими деталями. Конструкция Су-20 аналогична Су-17М. Отличие заключается в составе оборудования. УКВ радиостанция Р-832М заменена на более старую Р-802И. В состав вооружения включена ракета Р-3С с тепловой ГСН, для обеспечения применения которой пришлось дополнительно установить радиодальномер СРД-5МК "Квант", а аппаратуру линии наведения ракет Х-23 применить в контейнерном варианте. Подвесные пушечные установки СППУ-22 заменены неподвижными установками УПК-23. Кроме того арсенал вооружения, включал НАР С-24, С-8, С-5 и С-3К, многозамковые держатели МБДЗ-У6-68, для обычных бомб массой до 250 кг. На держателях БДЗ-57М самолет мог нести до шести бомб калибра 500 кг.
С-32МК серий 74-76 имели централизованную систему заправки и новые подвесные баки ПТБ-800 и ПТБ-1150 вместо 600-литровых. На приборной доске в кабине появились новые приборы, например, указатель углов атаки и перегрузки УУАП-72-1. Кроме того, мог подвешиваться контейнер комплексной разведки (ККР). Самолеты до 66-й серии несли только фотоаппарат АФА-39. На всех Су-17М и Су-20 кабина освещалась красным светом, направленным так, чтобы обеспечить нормальное наблюдение приборов и быструю адаптацию зрения.
ОКБ им. Сухого Су-22 Обозначение НАТО: FITTER-F
Нехватка АЛ-21Ф3 вынуждала искать альтернативный вариант. Уже в 1975-м на серийный самолет по указанию П.В.Дементьева установили ТРД Р-29БС-300 тягой 8300 кгс на "Максимале" и 11500 кгс - на форсаже. Заводские испытания С-32М2 с этим ТРД, получившем заводское обозначение С-32М2Д (Д - двигатель), начались в январе 1975-го. После завершения испытаний машина поставлялась на экспорт в 1976-1980 годах под названием Су-22 (серийное заводское обозначение С-32М2К). Эта модификация способствовала стандартизации парка фронтовых самолетов, поставляемых из СССР зарубежным потребителям (двигатели Р-29Б-300 устанавливались на модификациях МиГ-23). Самолеты с этим двигателем имели более короткую и "полную" хвостовую часть фюзеляжа, начиная с 28-го шпангоута (от начала форкиля) и другое расположение и размеры воздухозаборников для охлаждения агрегатов ТРД, чем на Су-17М2. Изменение диаметра хвостовой части фюзеляжа привело к увеличению размаха стабилизатора и высоты самолета из-за подъема киля.
По аналогии с предыдущими этапами модернизации у Су-17М3 и Су-17М имелись экспортные модификации. В апреле 1977-го завершились заводские испытания учебно-боевого С-52УК. После госиспытаний, проходивших с сентября 1977-го по март 1978-го, под обозначением Су-22У более 50 самолетов поставили в Ирак, Ливию, Сирию, Вьетнам, Афганистан, Анголу, Йемен, Перу и Румынию. Су-22У комплектовался двигателем Р29БС-300., радиостанцией Р-802Б, экспортным вариантом приемоответчика системы госопознавания. С 1984-го без малого сотню Су-17УМ3 с двигателем АЛ-21Ф-3 под обозначением Су-22УМ3К продали в одиннадцать стран мира.
Отработанная конструкция Су-17М4 и разнообразное вооружение, позволили заинтересовать экспортной модификацией, названной Су-22М4, традиционных потребителей советского оружия. За семь лет производства свыше 350 Су-22М4 поставили в одиннадцать стран. Служили Су-17 различных модификаций и в государствах, образовавшихся на постсоветском пространстве, до середины 1990-х.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Фронтовой бомбардировщик Су-24 Тактико-технические характеристики бомбардировщика Су-24: Год принятия на вооружение - 1974 Размах крыла – 17,64 / 10,37 м Длина самолета – 24,53 м Высота самолета – 6,19 м Площадь крыла – 55,17 / 51,02 кв.м Масса, кг - пустого самолета – 22320 - нормальная взлетная - 36000 - максимальная взлетная - 39700 Топливо - внутренние топливо - 16440 кг - внутренние топливо - 13000 л – ПТБ – 4 х 1250 или 2 х 3000 Тип двигателя – 2 ТРДФ НПО "Сатурн" АЛ-21-Ф-3А Тяга, - нефорсированная – 2 х 76,49 кН (2 х 7800 кгс) – форсированная – 2 х 110,32 кН (2 х 11250 кгс) Максимальная скорость, км/ч - на высоте 11000 м - 2320 - на уровне моря - 1400 Практическая дальность - 4270 км Боевой радиус действия – 560-1300 км Длина разбега – 850-900 м Длина пробега – 800-850 м Практический потолок - 17500 м Максимальная эксплуатационная перегрузка - 6 Экипаж - 2 чел
Тактико-технические характеристики бомбардировщика Су-24МК: Год принятия на вооружение - 1985 Масса, кг - пустого самолета – 19200 - максимальная взлетная - 39700 Тип двигателя – 2 ТРДФ НПО "Сатурн" АЛ-21-Ф-3А Тяга, - нефорсированная – 2 х 76,49 кН (2 х 7800 кгс) – форсированная – 2 х 110,32 кН (2 х 11250 кгс) Максимальная скорость, км/ч - на высоте 11000 м - 2240 - на уровне моря - 1400 Практическая дальность - 3800 км Боевой радиус действия – 410-1300 км Длина разбега – 1100-1200 м Длина пробега – 1000-1100 м Практический потолок - 17500 м Максимальная эксплуатационная перегрузка – 7
Экипаж: 2 чел.: летчик и штурмана-оператор.
Обозначение НАТО: FENCER
Двухместный фронтовой бомбардировщик Су-24 представляет собой цельнометаллический высокоплан, выполненный по нормальной аэродинамической схеме и оснащенный двумя турбореактивными двигателями, боковыми нерегулируемыми воздухозаборниками, крылом изменяемой в полете геометрии, стреловидным оперением с дифференциально отклоняемым цельноповоротным стабилизатором, трехопорным убирающимся в фюзеляж шасси.
Фюзеляж самолета выполнен в виде цельнометаллического полумонокока с каркасом из шпангоутов (поперечный набор), лонжеронов и стрингеров (продольный набор). Фюзеляж несет основную компоновочную нагрузку: в нем расположены блоки радиоэлектронного оборудования, герметичная кабина экипажа, силовая установка с двумя турбореактивными двигателями, воздушные каналы, основной запас топлива, самолетное оборудование и системы. К фюзеляжу крепятся поворотные консоли крыла, консоли управляемого стабилизатора, киль с рулем направления и контейнером тормозного парашюта, передняя и основные опоры шасси.
На нижней поверхности фюзеляжа установлены узлы крепления пилонов для подвески вооружения и два тормозных щитка, являющихся одновременно передними створками ниш основных опор шасси (площадь тормозных щитков 1.68 м2, угол отклонения - 62"). Центроплан крыла с силовой шарнирной балкой составляет единое целое с фюзеляжем и в процессе эксплуатации с самолета не снимается. К центроплану крепятся два пилона подвески вооружения. Фонарь кабины плавно переходит в гаргрот, в котором установлены блоки оборудования и размещена проводка упр.тления. Площадь миделя фюзеляжа - 4.69 м2.
Особенностью конструкции фюзеляжа является широкое применение монолитных фрезерованных панелей их сплава АК4-1, соединенных с элементами каркаса болтами и заклепками. Применение таких панелей значительно сокращает количество деталей и заклепочных швов в герметичных отсеках фюзеляжа - кабине экипажа и топливных баках-отсеках, увеличивает надежность и снижает вес конструкции. Фюзеляж выполнен без эксплуатационных разъемов; конструкция его обеспечивает возможность панельной сборки отсеков. Для подхода к блокам радиоэлектронного и агрегатам самолетного оборудования и их коммуникациям предусмотрено необходимое количество эксплуатационных люков, защищенных от попадания пыли и влаги с помощью гермотиснения.
Основными конструкционными материалами фюзеляжа являются алюминиевые, магниевые и титановые сплавы; детали, работающие в условиях высоких температур, выполнены из нержавеющей стали и титана.
Технологически фюзеляж разделен на следующие агрегаты:
-головную часть;
-среднюю часть;
-хвостовую часть;
-боковые воздухозаборники;
-центроплан с силовой шарнирной балкой.
Головная часть фюзеляжа (до шпангоута N 16) состоит из носовой части с радиопрозрачным обтекателем антенн прицельно-навигационной системы и отсеками оборудования, кабины экипажа, подкабинного отсека с нишей стойки передней опоры шасси, закабинного отсека с колесной нишей, створок ниши передней опоры шасси, фонаря кабины, включающего неподвижную переднюю часть и две откидывающиеся вверх-назад створки. Под радиопрозрачным обтекателем сложной аэродинамической формы размещены антенны радиолокационной станции переднего обзора (РПО) "Орион" и радиолокатора предупреждения о столкновении с естественными наземными препятствиями (РПС) "Рельеф". В носовой части обтекателя установлены антенна передней полусферы антенно-фидерной системы (АФС) "Пион" из комплекта радиотехнической системы ближней навигации, приемник воздушного давления ПВД-18 и антенная система пассивной радиолокационной станции (ПРС) "Филин". Для доступа к антеннам РПО и РПС радиопрозрачный обтекатель откидывается на петлях в левую сторону. Указанные антенны установлены на поворотной раме, которая в свою очередь откидывается на петлях вправо, обеспечивая доступ к высокочастотным моноблокам и радиоэлектронному оборудованию, установленному в глубине переднего отсека.
Передняя часть двигательных отсеков имеет люки, использующиеся при снятии и замене двигателей. На них по внешним углам установлены передние части подфюзеляжных гребней. Воздушные каналы, служащие для подвода воздуха к двигателям, изготовлены из листового материала, подкрепленного шпангоутами из прессованных и гнутых профилей. В передней части они соединяются с воздухозаборниками, в задней, посредством герметичного соединения, - с корпусами двигателей.
В гаргроте на верхней поверхности фюзеляжа проложена жесткая проводка системы управления самолетом, топливные трубопроводы и коммуникации других самолетных систем. На нем установлен форкиль с воздухозаборником охлаждения электрогенераторов (с самолета N 15-28). На нижней поверхности средней части фюзеляжа расположены четыре точки подвески вооружения: N 3, N 4, N 7 и N 8, две последние - тандемом по оси симметрии самолета (7-я и 8-я точки подвески устанавливались на самолеты с N 8-11).
Хвостовая часть фюзеляжа (за шпангоутом N 35) состоит из задних частей отсеков двигателей, гаргрота и хвостовых коков. В ней расположены двигатели, их форсажные камеры, рулевые агрегаты управления консолями стабилизатора (в нишах по обоим бортам). К хвостовой части крепятся поворотные половины горизонтального оперения, киль и задние части подфюзеляжных гребней. В силовую схему хвостовой части фюзеляжа входят 11 шпангоутов, основной из которых, служащий для крепления оперения, состоит из килевой и двух боновых балок, двух полуосей стабилизатора и нижней части. Полуоси имеют коническую форму с посадочными местами под подшипники. Гаргрот отсека является продолжением гаргрота средней части фюзеляжа и имеет то же назначение. Хвостовые коки, являющиеся отдельными технологическими единицами, крепятся к последнему шпангоуту болтами через имеющиеся в обшивке карманы. Начиная с самолета N 15-28 устанавливается обуженная хвостовая часть фюзеляжа.
Двигатели АЛ-21Ф-3 установлены рядом в двух изолированных мотоотсеках - правом и левом, отделенных друг от друга продольной противопожарной перегородкой и стенками топливного бака N 3. Внутри мотоотсеков один из шпангоутов служит дополнительной поперечной противопожарной перегородкой, позади него каждый двигатель заключен в цилиндрический кожух. Крепление двигателей к самолету осуществляется в трех поясах.
Воздухозаборники двигателей - боковые, плоские, с вертикальным расположением клина торможения, за время производства самолета претерпели ряд изменений. На опытных и первых серийных машинах система регулирования воздухозаборников задействована не была, они оснащались управляемыми противопомпажными створками на верхней поверхности фюзеляжа. На последующих сериях устанавливались регулируемые воздухозаборники. Изменение величины проходного сечения достигалось за счет перемещения двух внутренних панелей, связанных между собой и с механизмами управления валом с качалками. В связи с установкой модифицированных двигателей АЛ-21Ф-3 поперечные сечения воздухозаборников в зоне регулируемых панелей были увеличены (с самолета N 4-04), а на боковых поверхностях установили створки подпитки. В дальнейшем от идеи регулирования воздухозаборников отказались, и на серийные самолеты (начиная с N 21-26) перестали устанавливать панели, тяги и другие элементы системы управления воздухозаборниками. Регулирование их на взлетно-посадочных режимах осуществляется теперь только створками подпитки, связанными с системой выпуска и уборки закрылков.
Воздухозаборники стыкуются со средней частью фюзеляжа с помощью неразъемного заклепочного соединения. В задней части воздухозаборников между их нижней поверхностью и воздушными каналами расположены отсеки оборудования.
Крыло самолета состоит из центроплана, закрепленного на фюзеляже и представляющего с ним единое целое, и двух поворотных консолей, крепящихся с помощью шарнирного узла к силовой балке центроплана. Поворотные консоли могут занимать несколько фиксированных положений, соответствующих углу стреловидности по передней кромке 16, 35, 45 и 69". Крыло обеспечивает высокие характеристики самолета на различных режимах полета, в том числе взлетно-посадочных,как за счет изменения стреловидности консолей, так и благодаря наличию мощной механизации - закрылков, предкрылков и интерцепторов. Удлинение крыла при минимальном угле стреловидности консолей (16°) -5.64, при максимальном (69") - 2.107.
Центроплан служит для крепления поворотных консолей крыла и установлен вверху средней части фюзеляжа. Угол стреловидности центроплана по передней кромке составляет 69", он имеет нулевой угол установки и отрицательное поперечное V -4"30`. Центроплан состоит из силовой балки с подкосами и двух отсеков, являющихся неподвижными частями крыла, примыкающих к средней части фюзеляжа. Верхний и нижний пояса силовой балки выполнены из стали ВНС-5 заодно с проушинами шарнира и соединены болтами со стенками, опорой шарнирного узла и подкосами. Стенки балки, находящиеся внутри фюзеляжа, изготовлены из сплава АК4-1, а вне его - из стали З0ХГСНА и образуют вместе с поясами замкнутое коробчатое сечение. Подкосы выполнены из стали З0ХГСНА в виде двутавровых балок, имеющих вырезы для прохода винтовых домкратов поворотных консолей и размещения носков консолей в положении минимальной стреловидности. На нижней поверхности отсеков центроплана установлены пилоны для подвески держателей вооружения (1-я и 2-я точки подвески). Хвостовые части центроплана состоят из верхней и нижней панелей, соединенных с шарнирной балкой. Законцовка верхней панели выполнена в виде поворотной створки, поджимающейся к поворотной консоли пружинным механизмом.
Поворотные консоли крыла в конструктивно-технологическом плане состоят из кессона, шарнирного узла, носовой и хвостовой частей, законцовки, секций закрылков, предкрылков и интерцепторов. Под каждой консолью установлено по одному поворотному пилону для подвески вооружения. Основным силовым агрегатом поворотной консоли является кессон, продольный набор которого образован четырьмя лонжеронами, а поперечный - шестью нервюрами. Внутри крыла размещены приводы и агрегаты систем изменения стреловидности, управления механизацией и синхронизации поворотных пилонов.
Механизация крыла представлена трехсекционными выдвижными двухщелевыми закрылками с фиксированными дефлекторами, четырехсекционными выдвижными предкрылками, двухсекционными интерцепторами. Закрылки имеют площадь 10.21 м2 и могут выпускаться на угол 34", на поздних сериях самолетов число их секций сокращено до двух. Предкрылки площадью 3.036 м2 отклоняются на угол 27", на самолетах начиная с 25-й серии выполнены трехсекционными. Управление закрылками и предкрылками осуществляется с помощью электрогидромеханических винтовых приводов. Интерцепторы площадью 3.063 м2 служат для повышения эффективности поперечного управления самолетом при углах стреловидности поворотных консолей менее 53°. Рулевые агрегаты обеспечивают выпуск интерцепторов на угол до 43". Система синхронизации положения поворотных пилонов обеспечивает параллельность осей симметрии пилонов продольной оси самолета независимо от угла стреловидности крыла.
Горизонтальное оперение самолета выполнено в виде цельноповоротного дифференциально отклоняемого стабилизатора с прямой осью вращения и независимым приводом консолей. Площадь горизонтального оперения 13.707 м2, угол стреловидности по линии четвертей хорд консолей - 55". Каждая консоль поворачивается на полуоси, жестко закрепленной на силовом шпангоуте хвостовой части фюзеляжа, и состоит из лобовой, средней и хвостовой частей, а также законцовки. Синхронное отклонение обеих половин стабилизатора обеспечивает продольное управление самолетом, а их дифференциальное отклонение - управление по каналу крена. Два независимых комбинированных агрегата управления обеспечивают отклонение консолей горизонтального оперения на углы от +11" до -25".
Вертикальное оперение самолета - однокилевое, стреловидное, с рулем направления и двумя подфюзеляжными гребнями. Площадь вертикального оперения 9.234 м2, угол стреловидности киля по линии четвертей хорд - 55". Силовой каркас киля образован продольным и поперечным набором, панелями обшивки и узлами крепления киля к фюзеляжу. Продольный набор представлен передней и задней стенками, прямым лонжероном и стрингерами, выполненных за одно целое с панелями обшивки, поперечный - 19 нервюрами и диафрагмой. Верхняя часть киля выполнена радиопрозрачной и представляет собой съемную законцовку, под которой вверху установлена антенна связной коротковолновой радиостанции. Под рулем направления в корневой части киля оборудован отсек, в котором находятся опорный узел руля и цилиндр управления створкой контейнера тормозного парашюта, здесь также размещен обтекатель АФС "Пион". Начиная с самолета N 15-28 контейнер тормозного парашюта был перенесен из фюзеляжа в обтекатель под рулем направления и оснащен двумя открывающимися в стороны створками, вследствие чего киль был несколько модифицирован.
Руль направления, имеющий весовую балансировку, навешен на киле с помощью четырех узлов и управляется бустером БУ-190А-2. Площадь руля направления 1.437 м2, углы отклонения в обе стороны ± 24°. Весовая балансировка руля осуществлена с помощью трех грузов-балансиров, установленных в его носке. Для повышения путевой устойчивости в конструкции самолета предусмотрены два пофюзеляжных гребня площадью по 1.1 м2, закрепленные на внешних углах крышек люков, используемых при снятии и установке двигателей.
Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с передней опорой. Основные опоры крепятся к средней части фюзеляжа и убираются в специальные ниши вперед - к оси самолета. Передняя опора, установленная под головной частью фюзеляжа, убирается в нишу в подкабинном и закабинном отсеках назад по полету. Подвеска колес передней и основной опор шасси - рычажного типа. Колея шасси 3.31 м, база - 8.51 м.
На каждую основную опору установлено два тормозных колеса КТ-172 с размером шин 950x300 мм и нормальным зарядным давлением пневматика 12 кгс/см2 (1.2 МПа). Передняя опора оснащается спаркой нетормозных колес КН-21 с шинами 660x200 мм. На оси колес передней опоры установлен грязезащитный щиток, предотвращающий попадание частиц грунта и бетона, отбрасываемых колесами, в воздухозаборники двигателей. Для обеспечения маневрирования самолета при движении по взлетно-посадочной полосе и рулежным дорожкам применена система поворота колес передней опоры с управлением из кабины экипажа и приводом от гидросистемы самолета. При отделении передних колес от земли во время взлета они автоматически устанавливаются в нейтральное положение.
Уборка и выпуск шасси производится с помощью гидросистемы, в случае ее отказа шасси выпускается от аварийной пневмосистемы, при этом сначала выходит передняя опора, а затем - основные. В убранном положении стойки удерживаются механическими замками с гидравлическим управлением, в выпущенном - специальными устройствами подкосов (раскосом и кольцевыми замками). Торможение колес производится от основной пневмосистемы самолета, аварийное - от аварийной пневмосистемы.
Ниша передней опоры шасси закрывается складывающейся передней и двумя боковыми створками, причем последние находятся в закрытом положении как при убранном, так и при выпущенном шасси, и открываются только в процессе выпуска и уборки. Ниши основных опор оснащены тремя створками и створкой - тормозным щитком. Центральная створка и тормозной щиток управляются гидроцилиндрами и находятся в закрытом положении независимо от состояния шасси, задняя и боковая створки имеют кинематический привод и закрывают нишу только при убранных основных опорах.
Самолеты первых серий комплектовались устанавливаемым оборудованием лыжного шасси, призванного обеспечить возможность взлета и посадки на аэродромах с низкой прочностью грунта и снеговым покровом. В комплект оборудования входили лыжи, устанавливавшиеся вместо спарок колес на основные опоры шасси, специальные рулежно-буксировочные тележки и система смазки лыж, обеспечивающая смазку их скользящей поверхности для уменьшения сил трения и исключения примерзания лыж на стоянке. Система смазки устанавливалась в нишах основных опор и включала в себя два контейнера с жидкостными баллонами емкостью 60 литров и вытеснительной системой подачи жидкости к лыжам.
Парашютно-тормозная установка (типа ПТК-6) предназначена для сокращения длины пробега самолета при посадке и включает в себя два основных и два вытяжных парашюта, контейнер, системы выпуска и отцепки парашютов. Система тормозных парашютов является штатным средством торможения самолета и используется при каждой посадке. Основные парашюты имеют купола крестообразной формы площадью 25 м2. Контейнер тормозных парашютов, расположенный первоначально в верхней части фюзеляжа, позднее (с самолета N 15-28) был перенесен в обтекатель, установленный в киле под рулем направления (установка ПТК-6М). Это позволило вводить парашюты в поток как при касании основными колесами самолета взлетно-посадочной полосы, так и на режиме выравнивания, так как при посадочных углах до 14° направление тормозной силы от парашюта стало проходить вблизи центра тяжести самолета, что не создает опасного пикирующего момента. Контейнер тормозного парашюта имеет цилиндрическую форму и оснащается двумя створками, открывающимися в стороны перед выпуском парашютов.
Силовая установка самолета Су-24 состоит из двух турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-21Ф-3 (изделие "89") в компоновке "Т", разработанных под руководством Генерального конструктора A.M.Люльки.
Двигатель АЛ-21Ф-3 является дальнейшим развитием ТРД АЛ-21Ф, применявшегося в силовой установке первых опытных самолетов Т-6, и отличается от него увеличенной тягой и улучшенными удельными расходными характеристиками. Конструктивно двигатель состоит из:
-осевого 14-ступенчатого компрессора с поворотными лопатками направляющих аппаратов;
-регулируемого всережимного реактивного сопла с расширяющейся частью;
-турбостартера с агрегатами системы автономного запуска;
-коробки приводов агрегатов самолета и двигателя;
-системы регулирования и топливной автоматики;
-систем питания двигателя топливом и маслом, электрооборудования и противообледенения.
Стендовая тяга двигателя на режиме "полный форсаж" составляет 11200 кгс (ПО кН), на максимальном бесфорсажном режиме - 7800 кгс (76.5 кН), удельный расход топлива - 1.86 и 0.86 кг/(кгс-ч) (0.19 и 0.09 кг/(Н-ч)) соответственно; минимальный удельный расход топлива - 0.76 кг/(кгс-ч) (0.08 кг/(Н-ч)). Расход воздуха через двигатель - до 104 кг/с при степени сжатия компрессора 14.5 и диаметре входа 885 мм. Температура газов перед турбиной достигает 1100"С. Длина двигателя от фланца переднего корпуса до среза реактивного сопла в положении "полный форсаж" составляет 5340 мм, максимальный диаметр по форсажной камере -1030 мм. Сухая масса двигателя незначительно превышает 1700 кг, что соответствует удельному весу 0.1 53.
Крепление двигателей к самолету осуществляется в трех поясах. В основном поясе двигатель крепится к силовому шпангоуту хвостовой части фюзеляжа двумя боковыми цапфами, воспринимающими усилия от тяги двигателя, массовых и инерционных нагрузок и передающими их на конструкцию самолета.
Двигатели АЛ-21Ф-3 устанавливаются не только на фронтовые бомбардировщики Су-24, Су-24М и их модификации. В компоновке "С" они нашли применение на многочисленных вариантах истребителя-бомбардировщика Су-17М вплоть до Су-17М4, в компоновке "Б" они устанавливались на истребители-бомбардировщики МиГ-23Б. Два двигателя АЛ-21Ф-3 составляли силовую установку первых опытных самолетов Т-10 -предшественников истребителя-перехватчика Су-27.
Топливная самолета обеспечивает бесперебойную подачу топлива к двигателям на всех режимах их работы при любом пространственном положении самолета в воздухе. В качестве топлива используется авиационные керосины марок Т-1, ТС-1 или их смесь в любой пропорции. Топливо на самолете размещается в трех сообщающихся между собой фюзеляжных герметичных баках-отсеках и подвесных баках. Общая эксплуатационная емкость внутренних баков составляет 11860 литров (у самолетов до N 8-11 с неувеличенным 1-м баком - 11200 литров). Запас топлива может быть увеличен с помощью двух подкрыльевых подвесных баков емкостью по 3000 литров (ПТБ-3000) и одного подфюзеляжного подвесного бака емкостью 2000 литров (ПТБ-2000). При подвеске трех баков суммарный запас топлива доводится до 19860 л.
Топливо во внутренних баках находится под избыточным давлением 0.2 кгс/см2 (20 кПа), обеспечиваемым системой дренажа и наддува. Для обеспечения требуемого диапазона центровок самолета выработка топлива из баков производится автоматически в определенной последовательности. При действии околонулевых и отрицательных перегрузок топливо к двигателям поступает из бака-аккумулятора, откуда оно выдавливается воздухом. Для контроля запаса топлива на самолете установлена топливомерно-расходомерная аппаратура. Заправка топливных баков может осуществляться как открытым способом - через заливную горловину бака N 1 и горловины подвесных баков, так и закрытым способом - под давлением через специальный штуцер. Закрытый способ заправки является основным, открытый применяется лишь в случае отсутствия специализированных топливозаправщиков. На самолете предусмотрена система аварийного слива топлива. Трубопроводы слива горючего выведены за хвостовой кок фюзеляжа и оканчиваются коническими насадками для формирования струи топлива.
Система нейтрального газа служит для защиты топливных баков самолета от взрыва и для поддержания в них избыточного давления на всех режимах полета путем наддува их газообразным азотом. Азот находится под давлением 210 кгс/см2 (21 МПа) в четырех баллонах УБЦ-16 емкостью по 16 литров. Агрегаты системы нейтрального газа расположены в хвостовой части фюзеляжа между мотоотсеками двигателей.
Система противопожарной защиты обеспечивает предупреждение, обнаружение и тушение пожара в отсеках двигателей и в хвостовой части фюзеляжа. Система включает в себя средства звуковой и световой сигнализации о пожаре.
Гидросистема предназначена для управления рулями, поворотными консолями и механизацией крыла, шасси и выполнения ряда других функций. Рабочей жидкостью гидросистемы является гидромасло АМГ-10, общий запас которого на самолете составляет 65 литров. Рабочее давление в гидросистеме - 210 кгс/см2 (21 МПа) - обеспечивается плунжерными насосами НП96А-2 аксиального типа с переменной подачей и приводом от силовой установки самолета. Для стабилизации давления и сглаживания пульсаций в гидросистеме предусмотрены поршневые пневмоаккумуляторы, заряжаемые азотом.
Для повышения надежности и живучести гидросистема состоит из трех независимых автономных гидросистем, каждая из которых имеет свои источники питания (по два насоса НП96А-2, по одному на каждом двигателе), распределительные агрегаты и трубопроводы. Привод наиболее важных самолетных органов - дублированный, от двух автономных гидросистем.
Первая гидросистема обеспечивает работу приводов управления поворотным стабилизатором, рулем направления и интерцепторами. Вторая гидросистема дублирует первую в части привода рулевых поверхностей, а также обеспечивает работу систем поворота консолей крыла, выпуска и уборки закрылков и предкрылков, шасси, открытия и закрытия створки подпитки правого канала вроздухозаборника, осуществляет питание рулевых агрегатов РМ-130. Третья гидросистема служит для приведения в действие системы поворота консолей крыла, управления механизацией, открытия и закрытия створки подпитки левого канала воздухозаборника, выпуска тормозных щитков, поворота колес передней опоры на рулежке, переключения нелинейного механизма, автоматического торможения колес при уборке шасси, управления фотоустановкой.
Пневмосистема самолета состоит из двух автономных систем - основной и аварийной - и функционально связана с гидросистемой. Воздух для обеих автономных систем содержится под давлением 180-200 кгс/см2 (18-20 МПа) в шести сферических баллонах емкостью по 6 литров (по три баллона на каждую систему).
Основная пневмосистема предназначена для торможения колес при рулежке, старте, пробеге и уборке шасси, а также поддавливания гидрожидкости в баке третьей гидросистемы. Аварийная пневмосистема служит для аварийного торможения колес основных опор и аварийного выпуска шасси.
Электрооборудование самолета включает в себя основные и резервные источники переменного и постоянного тока, преобразователи тока, потребители систем самолета и двигателей, магистральную и распределительную электросеть. Основными источниками электроэнергии на самолете являются два генератора переменного тока ГТ30П48Б с номинальным напряжением 200/115 В при частоте 400 Гц мощностью по 30 КВА и два генератора постоянного тока ГСР-СТ-12/40а с номинальным напряжением 28.5 В мощностью по 12 кВт каждый. Два силовых трансформатора преобразуют напряжение генераторов переменного тока в трехфазный ток напряжением 36 В частотой 400 Гц, необходимый для работы прицельно-навигационного оборудования. Резервными источниками постоянного тока являются две аккумуляторные батареи 20НКБН-25 номинальным напряжением 24 В и емкостью 25 А-ч. Аварийными источниками переменного однофазного тока напряжением 115 В и трехфазного тока 36 В/400 Гц служат преобразователи ПО-750А и ПТ-500Ц соответственно. Для подключения к бортовой сети самолета наземных источников электроэнергии имеются штепсельные разъемы аэродромного питания постоянным и переменным током ШРАП-500К и ШРАП-400.
Система управления самолета выполнена по необратимой схеме с двухкамерными гидроусилителями, установленными непосредственно около органов управления. Каждая половина стабилизатора управляется своим электрогидравлическим приводом - комбинированным агрегатом управления КАУ-120. В систему продольного управления включены пружинные загрузочные механизмы, автомат регулирования загрузки и механизм триммерного эффекта. Последовательно к системе подключен автомат регулирования управления, который изменяет передаточные числа от ручки управления к стабилизатору в зависимости от скоростного напора и высоты.
Поперечное управление осуществляется дифференциально отклоняемым стабилизатором (при этом движение от ручки жесткими тягами передается на золотник комбинированного гидроусилителя через смесительный механизм, позволяющий управлять стабилизатором как по каналу тангажа, так и по каналу крена) и интерцепторами. Управление интерцепторами - дистанционное, с помощью электрогидравлических приводов РМ-120, отклоняющих каждую секцию интерцепторов и получающих электрические сигналы на перемещение от индукционного датчика, механически связанного с ручкой управления. В системе поперечного управления предусмотрены механизмы загрузки и триммерного эффекта.
Руль направления приводится в действие бустером БУ-190Л-2, соединяемым с педалями жесткой проводкой. В систему путевого управления включены демпферный рулевой агрегат, механизмы загрузки и триммерного эффекта.
Управление самолетом по каналам тангажа, крена и курса может осуществляться как экипажем, так и с помощью системы автоматического управления (САУ-6). СЛУ может работать в режимах стабилизации траектории, демпфирования, а также обеспечивать выполнение маловысотного полета с огибанием естественных препятствий по информации РПС "Рельеф". Сигналы системы автоматического управления подаются непосредственно на вход гидроусилителей и электрогидравлических агрегатов, отклоняющих рулевые поверхности. На случай отказа САУ в режиме маловысотного полета в системе продольного и поперечного управления предусмотрены специальные рулевые агрегаты, обеспечивающие безопасный уход самолета от земли и приведение его к нулевому крену.
Система управления изменением стреловидности крыла (СПК-2-3) предназначена для поворота консолей в пределах изменения угла стреловидности от 16" до 69" и является двухканальной автоматической следящей системой релейного типа. Система имеет два режима работы - автоматический и ручной. Крутящий момент от рулевого привода РП-60-4, входящего в комплект системы СПК-2-3, через упругий карданный вал передается на входной вал червячного редуктора и посредством трансмиссионных валов - к правому и левому винтовым преобразователям ВП-4. Здесь вращательное движение преобразуется в поступательное, которое и обеспечивает поворот консолей крыла. При отказе одного из каналов системы время перевода поворотных частей крыла из одного положения в другое увеличивается вдвое.
Система управления механизацией крыла служит для выпуска и уборки в строгой последовательности предкрылков и закрылков. Система обеспечивает выпуск сначала предкрылков (на угол 27 град.), а затем закрылков (на угол 34 град.) и их уборку в обратной последовательности. В аварийной ситуации обеспечивается возможность остановки предкрылков и закрылков в любом промежуточном положении.
Крутящий момент от рулевого привода РП-60-3 через упругий вал передается на раздаточный механизм, установленный на задней стенке силовой балки центроплана, распределяющий крутящий момент между трансмиссиями предкрылков и закрылков в определенной очередности. От них вращательное движение передается к левому и правому распределительным редукторам, обеспечивающим вместе с телескопическим валом переход трансмиссий из центроплана на подвижную часть крыла. В поворотных консолях трансмиссии передают крутящий момент на домкраты предкрылков и закрылков, обеспечивающие их отклонение.
Кабина самолета - герметическая, вентиляционного типа, обеспечивает нормальную работу экипажа в высотных костюмах во всем диапазоне высот полета. Рабочие места членов экипажа с катапультируемыми креслами К-36Д размещены рядом: слева место летчика, справа - штурмана. На приборной доске, панелях и пультах, установленных по бортам кабины, размещены приборы и аппаратура для управления и контроля работы самолетных систем, силовой установки, оборудования, вооружения, органы управления самолетом и двигателями. В распоряжении экипажа имеется 46 индикаторов, 206 сигнальных ламп и ламп-кнопок, более 20 рычагов, свыше 300 выключателей, АЗС, кнопок, переключателей и других органов управления. Внутрикабинное освещение выполнено красным светом. На самолетах начиная с N 14-11 кабина оборудуется шторками защиты от светового излучения (СЗ) и слепого вождения (СВ).
Фонарь кабины состоит из неподвижной части и двух створок, откидывающихся назад - в стороны независимо друг от друга. Система управления створками фонаря обеспечивает эксплуатационное открытие и закрытие, а также аварийный сброс створок. Для защиты стекол передней части фонаря от обледенения установлена система обдува стекол горячим воздухом.
Требуемые температура, давление воздуха и вентиляция в кабине обеспечиваются системой кондиционирования. Герметизация кабины по периметрам откидных частей фонаря осуществляется в помощью надуваемых воздухом шлангов, по заклепочным швам и болтовым соединениям - нанесенным на внутреннюю поверхность кабины герметиком. Трубопроводы, тяги управления и электрожгуты выведены из кабины через герметичные выводы. Внутренняя поверхность кабины оклеена теп-лозвукоизоляционным покрытием.
Система кондиционирования обеспечивает наддув и вентиляцию кабины, автоматическое поддержание давления и температуры, а также ручное ее регулирование, предохранение стекол фонаря от запотевания. От системы кондиционирования отбирается воздух для охлаждения и наддува блоков оборудования, охлаждения вооружения, наддува противоперегрузочных устройств и вентиляции костюмов членов экипажа. Воздух для системы кондиционирования отбирается за 14-й ступенью компрессора каждого двигателя. Основные агрегаты системы установлены в средней части фюзеляжа над топливным баком N 2.
Кислородная система самолета обеспечивает работу членов экипажа, одетых в высотное спецснаряжение, в течение длительного времени при полете в загерметизированной кабине до высоты практического потолка и в разгерметизированной кабине на высотах до 10 км. Кратковременно в аварийном режиме система обеспечивает питание экипажа кислородом при снижении до безопасной высоты и при катапультировании с высот до практического потолка с автоматическим переключением на питание от блока кислородного оборудования катапультного кресла.
Система аварийного покидания самолета состоит из двух катапультных кресел К-36Д (с самолета N 9-11 - К-36ДМ) Генерального конструктора ОКБ "Звезда" Г.И.Северина, систем аварийного сброса створок фонаря, разблокировки стреляющих механизмов и принудительного катапультирования членов экипажа.
Кресла К-36Д (К-36ДМ) обеспечивают спасение членов экипажа на всех режимах полета, в том числе на взлете и посадке. Максимальная перегрузка при катапультировании не превышает 20 единиц. Площадь купола парашюта составляет 60 м2. Кресла крепятся в кабине путем захвата замком опорной пяты стреляющего механизма, жестко закрепленного на кресле. При снятии, установке и катапультировании кресло свободно перемещается по направляющим рельсам кабины.
Специальное бортовое оборудование самолета Су-24 состоит из:
-прицельно-навигационной системы;
-радионавигационного оборудования;
-радиосвязного оборудования;
-аппаратуры опознавания государственной принадлежности;
-аппаратуры предупреждения об облучении и радиоэлектронного противодействия;
-аппаратуры контроля и регистрации параметров;
-разведывательного оборудования.
Прицельно-навигационная система ПНС-24 "Пума" предназначена для решения следующих задач:
-круглосуточного всепогодного обнаружения и прицельного поражения тактических наземных целей всеми видами вооружения самолета;
-автономного и автоматического решения задач самолетовождения с программированием заданного маршрута;
-обеспечения безопасного маловысотного полета с предупреждением столкновений и облетом наземных препятствий в вертикальной плоскости;
-обеспечения прицельного поражения маломаневренных воздушных целей (транспортные, связные самолеты и т.п.) при обнаружении их визуально или с помощью теплопеленгатора.
В соот
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Штурмовик Су-25 "Грач" Характеристики: Год принятия на вооружение - 1980 Размах крыла -14,36 м Длина самолета - 15,36 м Высота самолета - 4,8 м Площадь крыла - 33,7 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 9500 - нормальная взлетная - 14600 - максимальная взлетная - 17600 Топливо: - внутренние топливо - 5000 кг - ПТБ - 2 Тип двигателя - 2 ТРД Р-195 (на первых - Р95Ш) Тяга - 2 х 4500 кгс (2 х 4100 кгс) Максимальная скорость, км/ч - у земли - 975 км/ч - на высоте - 870 км/ч Практическая дальность - 1850 км Боевой радиус действия: - на высоте - 1250 км - у земли - 750 км Практический потолок - 7000-10000 м Максимальная высота боевого применения - 5000 м Макс. эксплуатационная перегрузка - 6,5 Экипаж - 1 чел
Вооружение:
1 30-мм двуствольная пушка ГШ-30-2 в нижней носовой части с 250 патронами. Боевая нагрузка - 4340 кг на 8(10) узлах подвески, нормальная нагрузка - 1340 кг.
НУР: 8-10 ПУ УБ-32-57 (320(252) х 57-мм) или 8-10 240-мм, блоки НАР типа С-5 (57 мм), С-8 (80 мм), С-24 (240 мм) и С-25 (340 мм).
УР: "воздух-воздух" Р-2(АА-2) или Р-60(АА-8) "воздух-поверхность" Х-25МЛ, Х-29Л и С-25Л Контейнеры СППУ-22 с двухствольной 23-мм пушкой ГШ-23Л с 260 патронами.
По своей аэродинамической компоновке штурмовик Су-25 - самолет, выполненный по нормальной аэродинамической схеме, с высоко расположенным крылом.
Аэродинамическая компоновка самолета настроена на получение оптимальных характеристик на дозвуковых скоростях полета.
Крыло самолета имеет трапецевидную форму в плане, с углом стреловидности по передней кромки 20 градусов, с постоянной относительной толщиной профиля по размаху крыла. Крыло самолета имеет площадь плановой проекции 30, 1 м.кв. Угол поперечного V крыла составляет - 2, 5 градуса.
Выбранные законы по размаху крутки и кривизны профиля обеспечили благоприятное развитие срыва потока на больших углах атаки, которое, которое начинается вблизи задней кромки крыла в его средней части, что приводит к значительному увеличению момента на пикировании и естественным образом препятствует попаданию самолета на закритические углы атаки.
Нагрузка на крыло выбрана из условий обеспечения полета у земли в условиях турбулентной атмосферы не скоростях вплоть до максимальной скорости полета.
Так как исходя из условий полета в турбулентной атмосфере нагрузка на крыло достаточно высока, то для обеспечения высокого уровня взлетно-посадочных и маневренных характеристик необходима эффективная механизация крыла. Для этих целей на самолете реализована механизация крыла, состоящая из выдвижных предкрылков и двухщелевых трехсекционных (маневр-взлет-посадка) закрылков.
Приращение момента от выпущенной механизации крыла, парируется перестановкой горизонтального оперения.
Установка на концах крыла контейнеров (гондол), в хвостовых частях которых расположены расщепляющиеся щитки, позволила увеличить величину максимального аэродинамического качества. Для этого оптимизирована форма поперечных сечений контейнеров и место их установки относительно крыла. Продольные сечения контейнеров представляют собой аэродинамический профиль, а поперечные сечения - овальные с уплотненной верхней и нижней поверхностями. Испытания в аэродинамических трубах подтвердили расчеты аэродинамиков на получение при установке контейнеров более высоких значений максимального аэродинамического качества
. Тормозные щитки, установленные в крыльевых контейнерах, удовлетворяют всем стандартным требованиям к ним - увеличению сопротивления самолета не менее чем вдвое, при этом их выпуск не приводит к перебалансировке самолета и уменьшению его несущих свойств. Тормозные щитки выполнены расщепляющимися, что позволило увеличить их эффективность на 60%.
На самолете применен фюзеляж с боковымим нерегулируемыми воздухозаборниками с косым входом. Фонарь с плоским лобовиком плавно переходит в гаргрот, расположенный на верхней поверхности фюзеляжа. Гаргрот в хвостовой части фюзеляжа сливается с хвостовой балкой, разделяющей гондолы двигателей. Хвостовая балка - платформа для установки горизонтального оперения с рулем высоты и однокилевого вертикального оперения с рулем направления. Хвостовая балка заканчивается контейнером парашютно-тормозной установки (ПТУ).
-получение высокого аэродинамического качества в крейсерском полете и больших коэффициентов подъемной силы на режимах взлета и посадки, а также на маневрировании;
-благоприятное протекание зависимости продольного момента по углу атаки, что препятствует выходу на большие закритические углы атаки и, тем самым, повышает безопасность полета;
-высокие маневренные характеристики при атаке наземных целей;
-приемлемые характеристики продольной устойчивости и управляемости на всех режимах полета;
-установившийся режим пикирования с углом 30 градусов при скорости 700 км/час.
Высокий уровень аэродинамического качества и несущих свойств обеспечили возможность возвращения самолета с большими повреждениями на аэродром.
Фюзеляж самолета имеет эллипсовидное сечение, выполнен по схеме полумонокок. Конструкция фюзеляжа сборно-клепанная, с каркасом, состоящим из продольного силового набора - лонжеронов, балок, стрингеров и поперечного силового набора - шпангоутов. Технологически фюзеляж разделяется на следующие основные части:
-головную часть фюзеляжа с откидным носком, откидной частью фонаря, створками передней опоры шасси;
-среднюю часть фюзеляжа со створками главных опор шасси ( к средней части фюзеляжа крепятся воздухозаборники и консоли крыла);
-хвостовую часть фюзеляжа, к которой крепятся вертикальное и горизонтальное оперение.
Контейнер тормозного парашюта представляет собой законцовку хвостовой части фюзеляжа.Эксплутационных разъемов фюзеляж самолета не имеет.
В конструктивно-компановочном плане головную часть самолета можно разделить на следующии отсеки:
- носовую часть фюзеляжа, расположенную перед кабиной и представляющую из себя негермитичный водозащещенный отсек радиоэлектронного оборудования, имеющую сборно-клепную конструкцию и не разъемный стык с кабиной.Для обеспечения доступа к радиоэлектронному оборудования, размещенного в отсеке, на боковых поверхностях носовой части физюляжа выполнены быстросъемные люки, а в передней части откидной носок, который откидывается вверх, а в закрытом виде фиксируется с помощи направляющих штырей и замков;
- кабину с фонарем летчика, изготовленную из тетановых плит, сваренных между собой.В стенках кабины имеются отверстия для прохода коммуникаций и гнезда для такелажных узлов.На полу кабины установлена поперечная балка, воспренемающая нагрузку от узлов крепления подкоса передней опоры шасси. На задней стенки кабины установлены направляющие рельсы кресла. В кабине установлены приборные доски и пульты, органы управления самолетом и двигателем, катапультное кресло летчика. На левом борту самолета установлена откидная подножка, ниша которая имеет коробчетое сечение. Кабина выполнена негерметичной, пылезащещенной с избыточным давлением 0, 03-0, 05 атмосфер. Плита авиационной титановой брони, из которых сварена кабина имеет толщину от 10 до 24 мм. Потери избыточного давления в кабине сведены до минимум за счет герметизации швов и стыков, уплотнение выходов тяг и трубопроводов;ненадувного уплотняющего шланга по всему периметру разъема на откидной части фонаря;
- фонарь летчика состоит из неподвижной передний и откидной частей.Откидная часть фонаря крепится на фюзеляже с помощью замков, жестко закрепленных на подфонарной раме и на левом боковом профиле откидной части. закрытия Открытие фонаря производится в ручную.Подвижная часть откидывается при эксплуатации вправо.При аварийном сбросе фонарь откидывается назад.
- негерметичный подкабинный отсек, расположенный между 4-м и 7-м шпангоутами, в котором установлена авиационная пушка калибра 30 мм с патронным ящиком, системой сбора звеньев и выброса стрелянных гильз и размещена встроенная лебедка для подъема и опускания патронного ящика. Пушка установлена на силовой балке, прикрепленной к полу кабины и к передней консольной балке
- нишу передней опоры шасси, расположенную частично в подкабинном отсеке и частично в закабинном. Нишу окантовывают бимсы. Снизу ниша закрывается двумя створками. Для защиты радиоэлектронного оборудования, расположенного в закабинном отсеке, в нише колеса установлен защитный кожух, выполненный съемным для облегчения доступа к оборудованию
- закабинный отсек, расположенный между кабиной (шпангоут 7) и передним топливным баком (шпангоут 11), представляет собой пылевлагозащищенный отсек радиоэлектронного оборудованию Для обеспечения доступа к оборудованию на верхней и боковых поверхностях головной части фюзеляжа имеются быстросъемные люки. На левом борту в нише бакабинного отсека расположена встроенная откидная трехсекционная стремянка, предназначенная для входа в кабину и подъема на центральную часть фюзеляжа и крыло без использования неземных средств.
Средняя часть фюзеляжа в конструктивно-компоновочном плане делится на следующие отсекам:
-передний топливный бак, собранный из клепанных (за исключением нижней - фрезерованной) панелей, расположен между 11-м и 18-м шпангоутами. Для доступа внутрь бака на боковой поверхности имеется люк. В верхней части топливного бака имеется дополнительная надстройка, на верхней поверхности которой расположены агрегаты топливной системы, в том числе заливная горловина;
-расходный топливный бак расположенный между 18-м и 21-м шпангоутами. В нижней панели бака выполнен люк для обеспечения доступа внутрь бака. Крышка люка выполнена из бронеплиты, В задней стенке бака расположен круглый технологический люк;
-центроплан, установленный сверху, в средней части фюзеляжа, служит для крепления консолей крыла. Центроплан представляет из себя топливный бак-отсек, часть расходного бака. Состоит из верхней и нижней фрезерованных панелей, соединенных между собой нервьюрами и передней и задней стенками и технологическими люками в них.
-Консоли крыла крепятся к центроплану при помощи фланцевого стыка по контуру силовых нервюр;
-ниши главных опор шасси. расположенные под передним топливным баком (между 12-м и 18-м шпангоутами) слева и справа от плоскости симметрии фюзеляжа. Верхняя часть ниши главных опор ограничена воздушными каналами. Ниша каждой главной опоры шасси закрыта тремя створками;
-негерметичный, водозащитный гаргрот, расположенный в верхней части фюзеляжа над передним топливным баком и центропланом между 11 и 20 шпангоутами. Гаргрот служит для размещения трубопроводов дренажа и наддува баков топливной системы, жесткой проводки системы управления самолетом и других коммуникаций. Гаргрот разделен двумя продольными стенками на три секции - центральную и две боковые;
-воздушные каналы, проходящие через среднюю часть фюзеляжа от воздухозаборников к мотоотсекам двигателей. Воздушные канады проложены в фюзеляже с зазором относительно топливных баков и опираются на шпангоуты фюзеляжа.
Хвостовая часть фюзеляжа конструктивно-компоновочно делится на следующие отсеки:
-хвостовую балку-платформу для установки вертикального и горизонтального оперения. Силовой каркас балки образован поперечным набором шпангоутов и продольным набором верхних, средних и нижних лонжеронов и стрингеров. Хвостовая балка состоит из отсеков, в которых размещено оборудование самолетных систем и систем двигательной установки, а также силовой привод перестановки стабилизатора и контейнер тормозных парашютов. Негерметичный, водозащищенный отсек оборудования расположен в хвостовой балке между 21-м и 35-м шпангоутами. Верхняя секция обшивки хвостовой балки перед килем выполнена в виде съемных крышек люков. На нижней поверхности балки также находятся люки с откидными крышками на замках или болтах. По бортам балки имеются съемные люки для подхода к узлам подвески двигателей. Узлы навески вертикального оперения и стабилизатора установлены на силовых шпангоутах балки. На боковых поверхностях хвостовой балки установлены обтекатели ( зализы) гондол двигателей;
-две негерметичные мотогондолы двигателей, расположенные по бортам хвостовой балки фюзеляжа. Каждая мотогондола состоит из несъемной части, состыкованной с хвостовой балкой фюзеляжа, и съемной части - хвостового кока. На силовых шпангоутах мотогондол установлены узлы крепления двигателей. Внутренними стенками мотогондол служат боковые стенки хвостовой балки фюзеляжа. нижняя поверхность несъемных частей мотогондолы состоит из переднего и заднего откидных капотов, обеспечивающих доступ к двигателю. На мотогондолах имеется ряд эксплуатационных люков. На верхней поверхности каждой мотогондолы установлено по одному воздухозаборнику охлаждения двигательного отсека.
На штурмовике Су-25 установлено свободгнонесущее, высокомеханизированное крыло малой стреловидности и большого удлинения.
Крыло состоит их двух консолей, соединенных с центропланом, составляющим одно целое в фюзеляжем. Крыло выполнено по кессонной схеме, поэтому силовую основу каждой консоли составляет кессон, к которому крепятся носовая и хвостовая части консоли. На торцах консолей установлены гондолы с тормозными щитками.
Кессон крыла воспринимает все внешние нагрузки и передает их на центроплан. Кессон крепится к центроплану болтами посредством фланцевого стыка по контуру бортовой нервюры.
Кессон состоит из переднего и заднего лонжеронов, верхней и нижней панелей и нервюр. Внутренняя часть кессона, ограниченная лонжеронами и нервюрами, выполнена герметичной и является топливным баком-отсеком.
На каждой консоли крыла установлено по пять точек подвески вооружения. Основные передние узлы точек подвески установлены по силовым нервюрам на переднем лонжероне со стороны кессона. Из пяти держателей, установленных на каждой консоли крыла, четыре взаимозаменяемых держателя типа БДЗ-25, обеспечивающих пременение всех видов бомбардировочного, ракетного и артиллерийского вооружения, и подвесных топливных баков; один пилон-держатель, предназначенный для установки пускового устройства АПУ-60 для управляемых ракет класса “воздух-воздух” Р-60. Все держатели крепятся к крылу при помощи шкворневых соединений.
В носовой части крыла расположены тяги управления элеронами, система управления предкрылками, жгуты системы управления вооружением, идущие к держателям, электропроводка. Силовой набор носовой части состоит из носков, верхней и нижней обшивок. Часть носков выполнена силовыми, и на них установлены опорные элементы, по которым скользят рельсы предкрылков при их выдвижении и уборке.
Хвостовая часть консоли расположена между кессоном и задней стенкой. В хвостовой части расположены выходные патрубки трубопроводов топливной системы, трубопроводы и агрегаты гидравлической системы управления закрылками, тормозными щитками, бустера управления элеронами. В хвостовой части по осям гидроцилиндров управления закрылками установлены обтекатели гидроцилиндров, состоящие из двух частей: неподвижной, закрепленной на нижней части консоли, и подвижной, закрепленной на гидроцилиндре управления закрылком. Силовой набор хвостовой части состоит из диафрагм, верхней и нежней обшивок, В хвостовой части расположены кронштейны навески закрылков и элеронов.
На конце каждой консоли крыла установлены гондолы с тормозными щитками. Тормозные щитки расположены в хвостовой части гондолы и являются ее естественным продолжением. верхние и нижние основные щитки кинематически связаны между собой и открываются вверх и вниз на одинаковый угол, равный 55 градусам. Привод щитков гидравлический. Верхний и нижний основные щитки имеют дополнительные щитки, которые кинематически связаны с каркасом гондолы. При отклонении основных щитков одновременно отклоняются и дополнительные, и, при максимальном угле открытия основных щитков, равном 55 градусам, дополнительные щитки отклоняются на угол 90 градусов относительно наружной плоскости основных щитков. Площадь тормозных щитков составляет 1, 2 кв.м.
Крепление гондол к крылу осуществляется контурным угольником по верхней и нижней панелям кессона крыла и фитингами со стенками лонжеронов.
На нижней поверхности гондол установлены фары, а на боковой поверхности с внешней стороны - бортовые аэронавигационные огни и разъемы наземного переговорного устройства. На гондолы устанавливаются также противобликовые щитки, предназначенные для защиты кабины от засветки фарами.
На каждой консоли крыла установлен пятисекционный предкрылок, двухсекционный закрылок и элерон.
Предкрылок установлен по всему размаху консоли. каждая секция предкрылка имеет по два рельса дл навески на носовую часть консоли. Управление предкрылком обеспечивается двумя приводами. В корневой части третьей секции предкрылка имеется ступенька по теоретическому контуру, образующая “зуб” по передней кромке предкрылка. Конструкция предкрылка состоит из диафрагм, в том числе силовых, по которым крепятся рельсы, в верхней и нижней обшивок. Секции предкрылка соединяются между собой штырями. Угол отклонения на маневре - 6 градусов, на взлете и посадке - 12 градусов.
Обе секции закрылка каждой консоли двухщелевые, сдвижные, с дефлектором. Внутренние и внешние секции закрылка попарно взаимозаменяемы. Закрылки установлены на кронштейнах хвостовой части крыла на стальных ползунах и на роликах-ловителях.
Силовой набор каждой секции закрылка состоит из лонжерона, двух силовых рельсовых нервюр, силовой преводной нервюры, диафрагм, верхней и нежней обшивок. Все секции закрылков взаимозаменяемы.
Над любой частью закрылка закреплен неподвижно связанный с ним дефлектор. Предкрылки и закрылки трехпозиционные, имеют положения: полетное, маневренное и взлетно-посадочное. Угол отклонения закрылка на маневре - 10 градусов, на взлете и посадке - 40 градусов.
Элерон крыла расположен в концевой части крыла. Элерон имеет три узла навески и осевую компенсацию.
Силовой набор элерона состоит из лонжерона, передней стенки, набора носков и нервюр, верхней и нежней обшивок, лобовиков и балансирами и хвостового профиля. Балансиры прикреплены к передней стенке элерона. Угла отклонения элерона + /- 23 градуса.
Горизонтальное оперение самолета Су-25 состоит их двух консолей стабилизатора и центроплана, составляющих единое целое. Стабилизатор имеет три установочных положения и управляется с помощью привода. Стабилизатор навешивается двумя узлами на силовой шпангоут хвостовой балки, имеет поперечное V, равное +5 градусов.
Продольный набор стабилизатора состоит из двух неразъемных лонжеронов, передних стенок, стрингеров, поперечный набор - из нормальных и силовых нервюр. На силовых нервюрах установлены узлы навески стабилизатора и его привода. К переднему лонжерону стабилизатора крепятся несъемные лобовики. Руль высоты состоит из двух раздельных половин, связанных между собой карданным валом. На каждой половине руля высоты установлен бустер, а на правой половине дополнительно установлен триммер.
Руль высоты имеет аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Каждая половина руля высоты навешивается на стабилизатор по трем узлам.
Триммер и бустера также имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку.
Вертикальное оперение самолета состоит из киля, руля направления и демпфера рыскания.
Киль состоит из центральной силовой части, лобовика и радиопрозрачной законцоки. Продольный набор центральной силовой части киля состоит из трех лонжеронов, передней стенки и стрингеров, поперечный набор - из нервюр, в том числе силовой бортовой нервюры и замыкающей концевой нервюры по стыку с радиопрозрачной законцовкой. Киль крепится к фюзеляжу по трем силовым шпангоутам. Лобовик киля съемный и крепится на болтах к передней стенке силовой части.
В верхней части киля ниже радиопрозрачной законцовки установлен хвостовой аэронавигационный огонь. в киле установлены блоки регистрации полетных параметров системы “Тестер”. В основании киля установлены воздухозаборники системы охлаждения генераторов.
Руль направления имеет аэродинамическую и весовую компенсацию, навешивается на киль на трех узлах. На руле направления расположен триммер и кинематический сервокомпенсатор. На задней кромке руля направления установлены балансировочные пластины.
Конструктивно руль направления состоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля.
Демпфер рыскания - верхняя часть руля направления - имеет аэродинамическую и весовую балансировку, навешивается на киль на двух шарнирных опорах. Демпфер рыскания состоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля.
На самолете Су-25 установлены нерегулируемые боковые воздухозаборники с косыми овальными входами, представляющие собой передние части воздушных каналов двигателей.
Для уменьшения потерь полного давления на входе в компрессор двигателя при работе на месте и при малых скоростях полета, воздухозаборники имеют скругленные входные кромки.
Между бортами фюзеляжа и воздухозаборниками расположены дозвуковые клинья слива пограничного слоя, накопившегося на поверхности фюзеляжа, и имеющие ширину 60 мм. Для улучшения работы воздухозаборника на больших углах атаки, плоскость входа воздухозаборника скошена при виде сбоку на 7 градусов. Воздухозаборники имеют сборно-клепанную конструкцию. носок воздухозаборника имеет продольные диафрагмы для увеличения жесткости конструкции на входе воздушного канала. Внутренняя обшивка воздухозаборника подкреплена кольцевыми шпангоутами, воспринимающими нагрузку разрежения и давления в воздушном канале.
В верхней части каждого воздухозаборника, над воздушным каналом расположены отсеки самолетного оборудования. доступ к которым обеспечивается через съемные люки. На верхней поверхности правого воздухозаборники установлен заборник воздухо-воздушного радиатора системы кондиционирования.
Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с носовым колесом. Главные опоры шасси расположены под средней частью фюзеляжа и убираются в ниши фюзеляжа движением вперед-против полета и к плоскости симметрии самолета.
Передняя опора движением назад-по полету убирается в нишу, расположенную частично в подкабинном и частично в закабинном отсеках. Передняя опора шасси смещена относительно оси симметрии самолета, что обусловлено ее совместным размещением со встроенной пушечной установкой в подкабинном отсеке.
Ниши главных и передней опор закрываются створками. Створки имеют кинематические приводы закрытия на земле и в полете. На главных опорах шасси установлено по одному тормозному колесу типа КТ-136Д с широкопрофильными пневматиками 840х360 мм. На передней опоре шасси установлено нетормозное колесо типа КН-21 с пневматикам 660х200мм.
Рычажная подвеска колес основных и передней опор обеспечивает амортизацию шасси от вертикальных и боковых сил. В выпущенном положении основные опоры самолета фиксируются замками звеньев складывающихся подкосов.
Для улучшения маневренности самолета при движении по земле применена система поворота колеса передней опоры с управлением из кабины.
Управление поворотом колеса передней опоры осуществляется отклонением педалей, связанных механическим приводом с золотниковой головкой гидравлического механизма поворота колес. Амортизация шасси пневмогидравлическая. Выпуск и уборка шасси производится от гидросистемы.
Для защиты воздухозаборников от попадания в них посторонних предметов при взлете, посадке и рулении самолета по взлетно-посадочной полосе на переднюю опору шасси установлен грязезащитный щиток.
Еще одним штатным средством торможения, предназначенным для сокращения длины пробега самолета при посадке и прерванном взлете является парашютно-тормозная установка.
Контейнер ПТУ является законцовкой хвостовой балки фюзеляжа, в котором размещен вытяжной парашют с пружинным механизмом, второй вытяжной парашют. двухкупольный тормозной парашют типа ПТК-25 с куполами крестообразной формы с площадью по 25 квадратных метра каждый и соединительное звено.
Контейнер парашютно-тормозной установки крепится по периметру к силовому шпангоуту хвостовой балки и имеет внешне конусообразную формы, образованную наружной обшивкой. Внутренняя обшивка образует цилиндр, в котором установлена ПТУ. Створка ПТУ представляет собой шаровой сегмент, который перед выпуском парашютов отклоняется вверх.
В систему управления самолетом входит управление рулем направления ( ножное управление), управление элеронами и рулями высоты, управление триммерами, управление стабилизатором (ручное управление).
Для уменьшения усилий на ручке управления самолетом в поперечном канале установлен бустер. Для снятия усилий с ручки управления в системе управления рулем высоты и элеронами установлены механизмы триммерного эффекта с дистанционным электрическим управлением.
Нагрузки от элеронов на ручку управления не передаются; гидроусилители, включенные в систему управления по необратимой схеме, полностью воспринимают шарнирные моменты, возникающие от аэродинамических нагрузок на ручке управления в системе управления элеронами установлен пружинный загрузочный механизм, который изменяет усилия на ручке управления в зависимости от углов отклонения элеронов.
Триммер установлен также и на руле направления.
На самолете установлены два взаимозаменяемых бесфорсажных турбореактивных двигателя Р-95Ш, с нерегулируемым соплом с нижерасположенной коробкой приводов, с автономным электрическим запуском.
Двигатели размещены в мотоотсеках по обеим сторонам хвостовой балки самолета.
Воздух в двигатели подается по двум цилиндрическим воздушным каналам с овальными дозвуковыми нерегулируемыми воздухозаборниками.
Передний торец двигателя стыкуется с воздушным каналом через резиновый уплотнительный жгут.
Двигатель самолета имеет нерегулируемое сужающееся сопло, расположенное в хвостовой части мотогондолы так, что его срез совпадает со срезом мотогондолы. Между внешней поверхностью сопла и внутренней поверхностью мотогондолы имеется кольцевой зазор для выхода воздуха, продуваемого через мотоотсек. Вследствие отрицательного влияния струи двигателя Р-95Ш на горизонтальное оперение угол излома сопла был отклонен вниз на 2 градуса.
Двигатели крепятся к силовым шпангоутам мотогондолы в двух поясях: переднем и заднем. Передний пояс крепления состоит из трех узлов - двух боковых, регулируемых по длине тяг, и верхней цапфы-штыря. Тяги воспринимают вертикальные усилия, а штырь - тягу двигателя и боковые нагрузки. Задний пояс крепления состоит из трех узлов: двух регулируемых по длине боковых тяг, воспринимающих вертикальные усилия, и верхней горизонтальной тяги, воспринимающей боковые нагрузки.
К системам, обеспечивающим работу силовой установки самолета, относятся:
-топливная система;
-система управления двигателями;
-приборы контроля работы двигателей;
-система запуска двигателей;
-система охлаждения двигателей;
-система противопожарной защиты;
-система дренажа и суфлирования.
Для обеспечения нормальной работы двигателей и его систем система дренажа обеспечивает выведение остатков топлива, масла и гидросмеси за борт самолета после остановки двигателей или в случае неудавшегося запуска.
Система управления двигателями предназначена для изменения режимов работы двигателей и обеспечивается автономное управление каждым двигателем. Система состоит из пульта управления двигателями на левом борту кабины летчика и тросовой проводки с роликами, поддерживающими трос, тандерами, регулирующими натяжение тросов, и блоков редукторов перед двигателями.
В конструкцию каждого двигателя входят следующие узлы:
-прямоточная трубчато-кольцевая камера сгорания с десятью жаровыми трубами;
-осевая двухступенчатая реактивная газовая турбина с охлажденными сопловыми лопатками первой ступени, корпусом и диском;
-нерегулируемое реактивное сопло.
На двигателе устанавливаются следующие агрегаты:
-стартер-генератор;
-генератор переменного тока;
-гидронасос;
-топливный насос-регулятор.
Каждый двигатель оборудован следующими системами:
-топливной системой;
-масляной системой;
-системой отбора воздуха;
-системой запуска.
Масляная система двигателя - замкнутого типа, автономная, предназначена для поддержания нормального температурного состояния трущихся деталей, мсеньшения их износа и уменьшения потерь на трение.
Система запуска обеспечивает автономный и автоматический запуск двигателей и выход их на устойчивую частоту вращения. Запуск двигателей на земле можно производить от бортового аккумулятора или от аэродромного источника питания.
Охлаждение двигателей, агрегатов и конструкции фюзеляжа от перегрева обеспечивается набегающим потоком воздуха, поступающим через воздухозаборники охлаждения за счет скоростного напора. Воздухозаборники охлаждения двигательных отсеков расположены на верхней поверхности мотогондол. Попавший в них воздух под действием скоростного напора растекается по двигательным отсекам, охлаждая двигатель, его агрегаты и конструкции. Отработанный охлаждающий воздух выходит наружу через кольцевой зазор, образованный мотогондолой и соплами двигателей.
Охлаждение электрических генераторов, установленных на двигателях, также производится набегающим потоком воздуха за счет скоростного напора. Воздухозаборники охлаждения генераторов установлены на верхней поверхности хвостовой балки фюзеляжа перед килем, в хвостовой балке патрубки делятся на левый и правый трубопроводы. Пройдя генераторы и охладив их, воздух выходит в двигательный отсек, смешиваясь с основным охлаждающим воздухом.
Система противопожарного оборудования предназначена для обнаружения, сигнализации и тушения пожара в отсеках двигателей (мотоотсеках).
На самолете установлено противопожарное оборудование с двумя системами сигнализации и двумя огнетушителями.
Противопожарное оборудование включает:
-средства предупреждения пожара;
-средства сигнализации о пожаре;
-средства тушения пожара.
Средствами предупреждения пожара являются конструктивные мероприятия по ограничению распространения пожара, организация охлаждения пожароопасных отсеков, которыми на самолете являются отсеки двигателей, разделенные между собой конструкцией хвостовой балки фюзеляжа.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Штурмовики Су-25Т и Су-39 (Су-25ТМ) Характеристики штурмовика Су-25Т: Год принятия на вооружение - 1990 Размах крыла – 14.52 м Длина самолета – 15.33 м Высота самолета – 5.2 м Площадь крыла – 30,1 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 9500 - нормальная взлетная - 16600 - максимальная взлетная - 19500 Топливо - внутренние топливо - 5000 кг - ПТБ – до 4 х 800 (1150) л Тип двигателя - 2 х ТРД Р-195М Тяга – 2 х 4500 кгс Максимальная скорость, км/ч - на высоте - 950 - у земли - 870 Перегоночная дальность полета с ПТБ – 2250 км Практическая дальность - 1850 км Боевой радиус действия, км - у земли - 400 - на высоте - 700 Практический потолок - 10000 м Максимальная высота боевого применения – 5000 м Максимальная скороподъемность - 2400 м/мин Максимальная эксплуатационная перегрузка – 6,5 Экипаж - 1 чел
Вооружение: 1 30-мм двуствольная пушка ГШ-30-2 с 300 патронами. Боевая нагрузка - 4360 кг на 10 узлах подвески: ПТРУРК "Вихрь" с 16 ПТУР (2х8 блоков), УР воздух-поверхность Х-29Т с ТВ или Х-25МЛ, Х-29Л и С-25, противорадиолокационные УР Х-58, 4 ПКР Х-3А1, Х-35, НУР калибра 57-370-мм, бомбы (обычные, наводимые, кассетные, ядерные). До 4 УР Р-60, Р-72 или РБЕ-ДЕ. На внешних узлах могут подвешиваться подвижные пушечные установкн (30 мм), а также возможна установка пушки нетрадиционной схемы - активно-реактивной. Пушка АРП-45 имеет калибр 45 мм и скорострельность 1250 выстр./мин. Снаряд пушки длиной 250 мм оснащен ракетным двигателем и кумулятивной БЧ с бронепробиваемостью 200 мм.
Характеристики штурмовика Су-39: Год принятия на вооружение — 1996 Размах крыла — 14,52 м. Длина самолета — 15,33 м. Высота самолета — 5,2 м. Максимальная тяга — 2 х 4500 кгс. Максимальная скорость у земли — 950 км/ч. Практический потолок — 18000 м. Практическая дальность — 1850 км.
Вооружение: 1 30-мм пушка ГШ-30-1. Боевая нагрузка - 4500 на 8 узлах подвески: ПТРУРК "Вихрь" с 16 ПТУР (2х8 блоков), 4 ПКР Х-3А1, Х-35, НУР калибра 57-370-мм, бомбы (обычные, наводимые, кассетные, ядерные), до 4 УР Р-60 или РБЕ-ДЕ.
ОКБ им. Сухого Су-25Т Штурмовик
Созданная в 1984 году модификация Су-25Т и ее экспортный вариант Су-25ТК при внешней схожести с Су-25 являются практически новыми самолетами. Существенно изменена конструкция фюзеляжа: усилена центральная секция, смонтирован увеличенный гаргрот, в котором размещено радиоэлектронное оборудование, изменена носовая часть.
Самолет оснащен прицельным комплексом И-251 красногорского ОМЗ "Зенит", предназначенным для автоматического распознавания и сопровождения малоразмерных подвижных целей (танков, автомобилей, катеров и т. п.), целеуказания и автоматического наведения УР, а также для обеспечения стрельбы НАР и из пушки. Процесс навигации и атаки целей на самолете Су-25Т максимально автоматизирован. Самолет автоматически выходит в район цели, на удалении 10 км от нее вводится в действие TV система, заранее ориентированная в нужном направлении, затем летчик осуществляет контроль за выбором и захватом цели, после чего система переходит на автоматическое сопровождение. После нажатия летчиком боевой кнопки система осуществляет выбор необходимых боеприпасов и производит пуск. В состав комплекса входит дневная оптико-электронная система "Шквал", размещенная в носовой части самолета и включающая ТВ аппаратуру с широким (27' Х 36') и узким (0.7' Х 0.9', 23-кратное увеличение) полями зрения и с блоком слежения за целью с точностью до 0,6 м, а также лазерный дальномер-целеуказатель. Датчики установлены на единой, стабилизированной по тангажу, рысканию и крену платформе и могут отклоняться в диапазоне от +15' до - 80' по возвышению и от +25' до - 25' по азимуту. Дальность обнаружения и захвата цели ТВ системой 12 км.
Для действий в ночное время комплекс И-251 дополняется низкоуровневой системой "Меркурий", подвешиваемой в контейнере на подфюзеляжном узле и также имеющей широкое и узкое (5,5' Х 7,3' ) поля зрения. Оптическая система ночного канала не стабилизирована. Дальность обнаружения и захвата цели несколько меньше 10 км. Видеоинформация ночного канала с узким полем зрения отображается на монохромной ЭЛТ, связанной и с дневным телевизионным каналом, изображение от ночного канала с широким полем зрения выводится на ИЛС.
Применена автоматизированная система управления самолетом САУ-8, которая, работая вместе с прицельно-навигационным комплексом "Восход", обеспечивает автоматический полет и выход на цель с высокой точностью. Самолет может в автоматическом режиме осуществить повторный заход на цель и возвращение на свой аэродром. "Восход" включает две цифровые ЭВМ и ИНС.
В состав оборонительных средств Су-25Т входит комплекс радиоэлектронной разведки, опознанания, подавления и поражения РЛС и постановки помех ракетам с ИК и радиолокационным наведением. На самолете установлены контейнеры с 192 ИК ловушками и дипольными отражателями, а также генератор ИК помех в хвостовой части штурмовика под килем.
По оценкам специалистов, самолет Су-25Т с прицельным комплексом И-251 на 5-6 лет опередил аналогичные зарубежные разработки. Для защиты самолета от наземных средств ПВО используется в первую очередь бортовая станция радиотехнической разведки, которая обеспечивает обнаружение и пеленгацию наземных РЛС противника и позволяет определить, в какой зоне находится самолет - обнаружения, целеуказания или наведения зенитных ракет. Это позволяет вовремя выйти из опасной зоны. Приемы уклонения могут сочетаться с приемами нейтрализации РЛС противника с помощью контейнерной станции активных помех. После включения в работу станция генерирует уводящую, шумовую или мерцающую помеху, на экранах РЛС противника появляются ложные метки целей, забиваются "снегом" целые полосы, принудительно "раскачиваются" радиолокационные головки самонаведения ракет.
Для защиты от ракет с тепловым наведением используются контейнеры с инфракрасными ловушками. Главное вооружение СУ-25Т - противотанковые управляемые ракеты (ПТУР) "Вихрь". Самолет может нести 16 таких ракет, устанавливаемых в двух блоках-связках, по восемь в каждой. Использование РЛС позволило обеспечить на самолете применение противокорабельных ракет Х-31А, Х-35 с активными радиолокационными головками самонаведения.
ОКБ им. Сухого Су-39 Штурмовик
Су-39 является модернизированной версией самолета Су-25Т. До 1996 года самолет назывался Су-25ТМ.
Усовершенствовано бортовое оборудование самолета. Основой системы управления вооружением является оптико-электронная прицельная система “Шквал”, телевизионное изображение с которой поступает на установленный в правой верхней части приборной доски телевизионный индикатор. “Шквал” имеет поле зрения 10 0 и обеспечивает 23-кратное увеличение изображения цели. Обзор пространства ведется в режиме сканирования визирной головки. Летчик, увидев на экране индикатора изображение, похожее на цель, может остановить сканирование, нажав кнопку привязки к цели на ручке управления самолетом. После распознавания цели летчик осуществляет точное целеуказание, наложив прицельную марку на изображение цели и вновь нажав кнопку привязки. Самолет может атаковать цели не только днем, но и ночью, при низком уровне освещенности, с помощью низкоуровневой телевизионной прицельной системы, размещаемой в контейнере под фюзеляжем. В навигационный комплекс самолета, помимо системы воздушных сигналов, сдвоенной инерциальной курсовертикали, радиотехнической системы ближней навигации и посадки (РСБН), доплеровского измерителя путевой скорости и угла сноса (ДИСС) и радиовысотомера, включена также аппаратура радиотехнической системы дальней навигации (РСДН). Сохранив отличные пилотажные свойства Су-25, конструкторы “восьмерки” (заводской шифр самолета - Т8) пошли еще дальше. Его система автоматического управления серьезно понижает загрузку летчика, автоматизируя стабилизацию заданной высоты, полет по запрограммированному маршруту через за данные промежуточные точки выход в район обнаружения цели, повторный заход на атакуемую цель, заход на посадку. Комплекс РЭБ обеспечивает Су-39 высокую вероятность преодоления мощной ПВО противника. Основной информационной системой комплекса является станция радиотехнической разведки (СРТР), обеспечивающая обнаружение и пеленгацию наземных, бортовых и корабельных РЛС в секторе +30 0 по углу места и круговую по азимуту. Для преодоления полосы ПВО Су-25Т может использовать станцию постановки активных помех, предназначенную для противодействия современным и перспективным радиоэлектронным системам управления оружием с импульсным, непрерывным и квазинепрерывным излучением. Станция устанавливается в контейнерах, подвешиваемых на внешних подкрыльевых точках подвески. Для защиты от ракет с ИК ГСН конструкторы Су-39 установили в хвостовой части самолета, в основании киля, станцию оптико-электронных помех. Главное вооружение Су-39 - противотанковые управляемые ракеты (ПТУР) "Вихрь". Самолет может нести 16 таких ракет, устанавливаемых в двух блоках-связках, по восемь в каждой. Использование РЛС позволило обеспечить на самолете применение противокорабельных ракет Х-31А, Х-35 с активными радиолокационными головками самонаведения. Каждый модернизированный ударный самолет может нести четыре противокорабельные ракеты.
Самолеты оснащены РЛПК “Копье”. Су-39 значительно превосходит по своим возможностям серийный Су-25. Группа самолетов Су-39, часть из которых вооружена ракетами класса “воздух-воздух” средней дальности, может успешно противостоять во встречном ракетном бою любым современным истребителям, в особенности если используются новые ракеты РВЕ-ДЕ, не требующие сопровождения для подсвета воздушной цели после пуска. Это может обеспечить решающее преимущество в дуэльной ситуации.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Многофункциональный истребитель Су-30 Тактико-технические характеристики истребителя Су-30: Год принятия на вооружение - 1992 Размах крыла - 14,7 м Длина самолета - 21,94 м Высота самолета - 6,35 м Масса, кг - нормальная взлетная - 26000 - максимальная взлетная - 33000 Тип двигателя - 2 ДТРД АЛ-31Ф Тяга - 2 х 12500 кгс Максимальная скорость, км/ч - на высоте - 2125 - у земли - 1400 Дальность полета, км - без дозаправки - 3500 - с одной дозаправкой в воздухе - 5200 Практический потолок - 19820 м Экипаж - 2 чел
Вооружение: автоматическая одноствольная пушка ГШ-301 (30 мм, 1500 выстр./мин, 150 патронов); ракетное вооружение - до шести УР класса “воздух-воздух” средней дальности типа Р-27, до четырех УР малой дальности Р-73 с ТГС; бомбы калибром до 500 кг и общей массой до 6000 кг (пакеты ФАБ-250) на четырёх пилонах; НУРС, КМГУ, выливные баки и прочее неуправляемое оружие класса “воздух-поверхность”.
Для Су-30МКИ: УР класса “воздух-воздух” ближнего боя типов Р-60МК и Р-73РДМ2, средней дальности типов Р-27РЭ1/ТЭ1, дальней Р-77 (РВВ-АЕ); УР класса “воздух-поверхность” типов Х-29Т/Л, Х-25МП, Х-31А/П, Х-59М; корректируемые авиабомбы КАБ-500КР и КАБ-1500КР; свободнопадающие авиабомбы калибров от 100 до 500 кг; бомбовые кассеты различных типов; тактические ядерные боеприпасы; НУРС типов Б-8М-1 (20х80 мм) и Б-13Л (5х130 мм), 250-мм С-25. Предусмотрена также подвеска контейнеров с аппаратурой РЭБ, лазерными дальномерно-целеуказательными системами, ИК-станциями.
Обозначение НАТО: FLANKER-C
Cу-30 двухместный вариант Су-27 выполненный на базе Су-27УБ. Он же Су-27ПУ. Предназначен для длительных полётов или полётов в сложных условиях, когда возможностей одного пилота не хватает. Экипаж состоит из пилота, решающего вопросы пилотирования и ближнего воздушного боя и оператора систем вооружения, решающего вопросы навигации, дальнего воздушного боя и атак “воздух-земля”. Способен решать задачи мини-ДРЛО для наведения на цели и управления боем звена до 4-х машин Су-27.
Во второй половине 80-х годов командование войск ПВО страны высказало пожелание получить на вооружение специальную модификацию двухместного самолета Су-27УБ, которая могла бы использоваться не только как истребитель-перехватчик большой дальности действия, но и как своеобразный воздушный командный пункт для управления боевыми действиями группы одноместных Су-27. Необходимость такой машины определялась особенностями физико-географического положения России, имеющей большую протяженность воздушных границ на Севере и Дальнем Востоке - районах малоосвоенных и с достаточно редкой сетью аэродромов. К тому же летчики частей ПВО, перевооружившихся на Су-27, особенно ценили Су-27УБ, поскольку на нем сохранялись все боевые возможности одноместной машины, а психологически наличие на борту истребителя двух членов экипажа в условиях длительных полетов имело большие преимущества.
Для обеспечения длительного барражирования самолета вдали от аэродромов новый самолет, получивший обозначение Су-27УБП (Т-10ПУ), а позднее Су-30, решили оснастить системой дозаправки топливом в полете. Отработка ее проводилась в 1987 году на опытной "спарке" Т-10У-2. Летом 1988 года такой системой была оборудована одна из серийных машин - Т10У-5. Она и стала прототипом Су-30, получив новое обозначение Т-10ПУ-5. В следующем году к ней присоединился второй опытный самолет - Т-10ПУ-6, доработанный из Т-10У-6.
Помимо внедрения системы дозаправки топливом в полете на Су-30 планировали несколько изменить состав бортового оборудования. Для управления групповыми действиями перехватчиков в состав БРЭО включили специальную аппаратуру связи и наведения, при этом командир группы должен был располагаться в задней кабине самолета, оснащенной широкоформатным телевизионным индикатором тактической обстановки, на который стекалась бы вся необходимая информация о координатах и характеристиках движения целей и положении в воздухе перехватчиков группы. Одновременно на Су-30 модернизировали навигационный комплекс и систему дистанционного управления. Работы по созданию новой модификации истребителя возглавлял в ОКБ И.В.Емельянов, в дальнейшем - главный конструктор.
В 1991 году на Иркутском АПО начался серийный выпуск двухместных самолетов Су-30. Головная машина была поднята в первый полет заводскими летчиками-испытателями Г.Е.Булановым и В.Б.Максименковым 14 апреля 1992 года. К сожалению, самолеты данного типа пока не получили широкого распространения в отечественных вооруженных силах: кризис экономики страны заставил значительно сократить закупки боевой техники, и ИАПО успел построить всего несколько Су-30 для вооруженных сил России, поступивших в Центр боевого применения и переучивания летного состава авиации ПВО. Кроме того, один такой самолет был передан в ЛИИ, где он вошел в состав пилотажной группы "Летчики-испытатели", возглавляемой А.Н.Квочуром.
Основные отличия от самолета Су-27УБ:
-установлена система дозаправки топливом в полете с выпускаемой штангой в предкабинном отсеке слева; -установлена специальная аппаратура связи и наведения, на приборной доске задней кабины смонтирован широкоформатный телевизионный индикатор тактической обстановки.
Самолет построен по нормальной аэродинамической схеме и имеет так называемую интегральную компоновку. Среднерасположенное трапециевидное крыло небольшого удлинения, оснащенное развитыми наплывами, плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единый несущий корпус. Два двухконтурных турбореактивных двигателя с форсажными камерами типа АЛ-31Ф размещены в отдельных мотогондолах, установленных под несущим корпусом самолета на расстоянии друг от друга, позволяющем избежать их аэродинамического взаимовлияния и подвешивать между ними по схеме "тандем" две управляемые ракеты. Сверхзвуковые регулируемые воздухозаборники расположены под центропланом.
Обтекатели шасси плавно переходят в хвостовые балки, служащие платформами для установки цельноповоротных консолей горизонтального оперения с прямой осью вращения, двухкилевого разнесенного по внешним бортам хвостовых балок вертикального оперения и подбалочных гребней.
Самолет спроектирован по концепции "электронной устойчивости" и не имеет традиционной механической проводки управления в продольном канале - вместо нее используется электродистанционная система управления (СДУ). Шасси самолета трехопорное, убирающееся, с одним колесом на каждой опоре.
Фюзеляж самолета интегрально сопрягается с крыломи технологически расчленен на следующие основные части:
-головную часть фюзеляжа (ГЧФ) с радиопрозрачным обтекателем, створкой ниши передней опоры шасси и фонарем кабины экипажа;
-среднюю часть фюзеляжа (СЧФ) с тормозным щитком и створками основных опор шасси;
-хвостовую часть фюзеляжа (ХЧФ);
-воздухозаборники.
В головной части фюзеляжа цельнометаллической полумонококовой конструкции, начинающейся радиопрозрачным осесимметричным обтекателем антенны бортовой радиолокационной станции, находится носовой отсек оборудования, в котором размещены блоки радиолокационного прицельного комплекса (РЛПК) и оптико-электронной прицельной системы (ОЭПС), кабина летчика, подкабинные и закабинный отсеки оборудования, ниша уборки передней опоры шасси с одной створкой.
В носовой части обтекателя РЛС установлена штанга основного приемника воздушного давления (ПВД). Рама мотоблока радиолокационной станции вместе с антенной может поворачиваться относительно узлов ее подвески на передней стенке кабины экипажа для обеспечения доступа к блокам ОЭПС.
Для доступа к антенне и мотоблоку РЛС в процессе обслуживания стыковой силовой шпангоут между носовым отсеком и радиопрозрачным обтекателем выполнен наклонным, а радиопрозрачный обтекатель с металлической юбкой - отклоняемым вверх.
Кабина экипажа, выполненная по схеме "тандем", герметизирована и имеет двухсекционный фонарь, состоящий из неподвижного козырька и общей для обоих летчиков открывающейся вверх-назад сбрасываемой части (створки).
Место заднего летчика приподнято относительно переднего, что в сочетании с большой площадью остекления фонаря обеспечивает хороший обзор обоим членам экипажа во все стороны.
Рабочие места летчиков оборудованы катапультируемыми креслами К-36ДМ 2-й серии. Перед фонарем кабины со смещением вправо от оси самолета установлен визир оптико-локационной станции, а по бортам фюзеляжа в задней части кабины - аварийные (дублирующие) ПВД. В предкабинном отсеке слева размещена выпускаемая штанга системы дозаправки топливом в полете.
В подкабинных отсеках (центральном и двух боковых) размещены блоки радиоэлектронного оборудования. Головную часть фюзеляжа завершает закабинный отсек, в котором на типовых амортизированных стеллажах и этажерках размещен основной объем радиоэлектронного оборудования, а также патронный ящик с боекомплектом пушки.
В закабинном отсеке головной части фюзеляжа расположена ниша передней опоры шасси, убираемой вперед; амортизационная стойка с колесом и другими элементами конструкции передней опоры укладываются в убранном положении между стеллажами радиоэлектронного оборудования.
Для защиты радиоэлектронного оборудования закабинного отсека при выпущенной передней опоре шасси от набегающего воздушного потока при взлете и посадке установлены защитные кожухи; в процессе обслуживания радиоэлектронного оборудования эти кожухи снимаются, и объем, занимаемый нишей передней опоры шасси, превращается в эксплуатационный отсек, позволяющий производить осмотр, проверку и замену стеллажей-этажерок и отдельных блоков оборудования.
К стенкам закабинного отсека примыкают правый и левый наплывы крыла (були). В правом наплыве расположена встроенная скорострельная пушка калибра 30 мм с системой подачи боезапаса, выброса гильз и сбора звеньев; патронный ящик с боезапасом установлен поперек закабинного отсека и занимает часть наплыва и закабинного отсека у замыкающего головную часть фюзеляжа шпангоута позади передней опоры шасси. В правом наплыве выполнены специальные щели и жалюзи для охлаждения пушки, а для защиты обшивки от раскаленных газов при стрельбе в районе среза ствола установлен экран из жаропрочной стали. В левом наплыве крыла располагаются агрегаты самолетных систем и блоки радиоэлектронного оборудования.
Головная часть фюзеляжа по конструкции представляет собой цельнометаллический полумонокок с поверхностью интегральной формы, с технологическим стыком по замыкающему шпангоуту. Силовая схема головной части фюзеляжа образована поперечным набором (шпангоутами) и работающей обшивкой, подкрепленной продольным набором - стрингерами и лонжеронами.
Средняя часть фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:
-передний топливный бак-отсек, расположенный по оси симметрии самолета между головной частью фюзеляжа и центропланом; конструкция топливного бака состоит из верхней и нижней панелей, торцевых и боковых стенок и шпангоутов; на нижней поверхности бака-отсека установлены узлы стыковки с воздухозаборниками и узлы крепления пилона для подвески оружия, на верхней поверхности - узлы установки тормозного щитка и гидроцилиндра управления его выпуском и уборкой;
-центроплан (основной несущий агрегат самолета), выполненный в виде топливного бака-отсека с тремя поперечными стенками и рядом нервюр; на торцевых нервюрах имеются гребенки для стыка с консолями крыла; на нижней поверхности центроплана расположены узлы крепления основных опор шасси, мотогондол двигателей, пилонов подвески оружия; верхняя и нижняя поверхности центроплана выполнены в виде панелей (верхняя панель - клепаная из алюминиевых сплавов, нижняя - сварная из листов и набора профилей из титанового сплава);
-гаргрот, представляющий собой силовой агрегат, предназначенный для размещения коммуникаций и установки оборудования; гаргрот расположен над передним баком-отсеком и центропланом и в сечении разделен на три части - центральную и две боковые; часть гаргрота над передним топливным баком-отсеком занята тормозным щитком и гидроцилиндром его уборки-выпуска; для защиты коммуникаций, проходящих в гаргроте под тормозным щитком, от набегающего потока воздуха при выпущенном тормозном щитке под ним установлены защитные кожухи;
-передний отсек центроплана (правый и левый), расположенный по внешним сторонам переднего топливного бака-отсека и состоящий из носков центроплана и ниш колес основных опор шасси.
На верхней поверхности СЧФ установлен отклоняемый с помощью гидропривода безмоментный тормозной щиток большой (2.6 м?) площади. Угол отклонения щитка (вверх) 54?. Выпуск тормозного щитка применяется для уменьшения скорости в процессе захода на посадку и при боевом маневрировании на приборных скоростях до 1000 км/ч.
Хвостовая части фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:
-две силовые гондолы двигателей, компоновочно разделенные на две части (средние части мотогондол и мотоотсеки);
-хвостовые балки, прилегающие к внешним бортам мотогондол и являющиеся продолжением обтекателей основных опор шасси, служащие платформой для установки оперения самолета;
-центральную балку фюзеляжа, включающую в себя центральный отсек оборудования, задний топливный бак-отсек, законцовку центральной балки с контейнером тормозных парашютов и боковые ласты.
В средних частях гондол двигателей, расположенных под центропланом, находятся воздушные каналы двигателей; на силовом шпангоуте каждой средней части установлен замок выпущенного положения основных опор шасси, на нижней поверхности находятся узлы крепления пилона подвески оружия; в верхних внешних углах расположены агрегаты и коммуникации самолетных систем.
В мотоотсеках установлены двигатели АЛ-31Ф с верхним расположением двигательных агрегатов; между последней стенкой центроплана и двигательными агрегатами в "тени" центроплана установлены выносные коробки самолетных агрегатов - по одной в каждом мотоотсеке; на каждой выносной коробке самолетных агрегатов, соединенной карданным валом с редуктором двигательной коробки агрегатов, установлены турбостартер - автономный энергоузел типа ГТДЭ-117-1, генератор переменного тока, гидронасос и топливый насос.
К силовому шпангоуту, замыкающему мотоотсек, пристыковывается съемный кок. Двигатель, установленный в мотоотсеке, снимается с самолета при помощи специальной тележки движением назад-вниз; для обеспечения замены двигателя хвостовой кок выполнен съемным, а последние два силовых шпангоута мотоотсека, в том числе замыкающий, - разомкнутыми. При демонтаже двигателей выносные коробки агрегатов остаются на самолете, что сокращает время замены двигателей. Эксплуатационные люки для обеспечения доступа к выносным коробкам самолетных агрегатов и основным агрегатам двигателей расположены в верхней части мотоотсеков.
Мотогондолы имеют полумонококовую схему с работающей обшивкой, подкрепленной поперечным набором (шпангоутами) и продольным набором (стрингерами).
Задняя часть хвостовых балок (левой и правой) выполнена силовой, на ее верхней поверхности оборудованы узлы крепления вертикального оперения и установлены бустеры стабилизатора, на нижней поверхности - узлы крепления подбалочных гребней, а на торцах - узлы подвески и привода горизонтального оперения. В левой и правой балках перед их силовой частью размещены отсеки самолетного оборудования. В центральном отсеке центральной хвостовой балки расположены агрегаты самолетного оборудования и систем силовой установки.
Центральная балка имеет две торцевые и три промежуточные силовые стенки, соединяющие между собой силовые шпангоуты разнесенных гондол двигателей; на нижней поверхности центральной балки установлены узлы крепления пилона подвески вооружения.
В законцовке центральной балки размещена парашютно-тормозная установка. Для обеспечения выброса тормозных парашютов крышка законцовки откидывается вверх. В процессе производства в конструкцию самолета был внесен ряд изменений, в частности был удлинен и расширен кормовой ласт, в котором были размещены устройства выброса пассивных помех.
Регулируемые воздухозаборники двигателей прямоугольного сечения размещены под наплывом крыла и оснащены выпускаемой сеткой, предотвращающей попадание в двигатели посторонних предметов на взлетно-посадочных режимах. Расположение поверхности торможения воздухозаборника - горизонтальное, клин торможения отодвинут от поверхности несущего корпуса, а между крылом и клином образованы щели для слива пограничного слоя.
Механизация воздухозаборников - подвижные панели регулируемого клина и жалюзи подпитки на нижней поверхности. Регулируемый трехступенчатый клин воздухозаборника состоит из связанных между собой передней и задней подвижных панелей. Передняя панель представляет собой вторую и третью ступени клина торможения воздухозаборника, задняя подвижная панель образует собой подвижную верхнюю стенку загорлового диффузора воздушного канала. Защитная сетка в убранном положении находится на нижней поверхности канала воздухозаборника. Выпуск сетки осуществляется против потока, ось вращения расположена за горлом в диффузорной части канала.
Жалюзи подпитки расположены с внешней стороны нижней поверхности воздухозаборника в зоне размещения защитной сетки. Жалюзи выполнены "плавающими", т.е. открывающимися и закрывающимися под действием перепада давления. Они могут открываться как при убранной сетке, так и при выпущенной. Оптимальное торможение сверхзвукового потока в диффузоре воздухозаборника обеспечивается установкой его регулируемых элементов в расчетное положение автоматической системой регулирования воздухозаборника типа АРВ-40А. На боковой поверхности воздухозаборников установлены антенны станции предупреждения об облучении.
Крыло самолета свободнонесущее. Отъемные части (консоли) крыла имеют угол стреловидности по передней кромке 42 град. Удлинение крыла 3.5, сужение - 3.4. Механизация представлена отклоняемыми флаперонами площадью 4.9 м2, выполняющими функции закрылков и элеронов, и двухсекционными поворотными носками площадью 4.6 м2. Углы отклонения флаперонов +35...-20 град, носков - 30 град. Выпуск флаперонов и отклонение носков производится на взлетно-посадочных режимах, а также при маневрировании с приборными скоростями до 860 км/ч.
Конструктивно каждая консоль крыла состоит из силового кессона, носовой и хвостовой частей, механизации и законцовки. Силовой кессон состоит из трех стенок, верхней и нижней панелей и нервюр. Часть кессона выполнена герметичной и образует топливный бак-отсек. Верхняя и нижняя панели кессона сборные. Носовая часть консоли расположена между передним лонжероном и кессоном и предназначена для размещения коммуникаций и агрегатов управления поворотным носком. Хвостовая часть между кессоном и задней стенкой служит для размещения коммуникаций и агрегатов управления флапероном.
На усиленных нервюрах каждой консоли имеются узлы установки трех пилонов для подвески вооружения. На торцах законцовки крыла установлена гребенка для крепления еще одного пускового устройства для управляемых ракет класса "воздух-воздух" ближнего боя. Вместо последнего на торцы крыла могут устанавливаться контейнеры с аппаратурой РЭП. Двухсекционный поворотный носок навешен на консоль на петлевых опорах при помощи шомполов. Конструктивно носок состоит из обшивки и силового набора, состоящего из лонжерона и диафрагм. Односекционный поворотный флаперон навешивается на консоль на кронштейнах хвостовой части крыла и управляется гидроцилиндрами.
Силовая установка самолета состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-31Ф, воздухозаборников с регулируемыми панелями, створками подпитки, воздушными каналами, системой управления АРВ-40А и системой защиты двигателей от попадания посторонних предметов, систем охлаждения, дренажа и суфлирования двигателей, выносных коробок агрегатов с газотурбинными стартерами - энергоузлами ГТДЭ-117-1, топливной системы системы пожаротушения и системы контроля двигателей.
Вооружение самолета подразделяется на стрелково-пушечное и ракетное. Стрелково-пушечное вооружение представлено встроенной автоматической скорострельной одноствольной пушкой калибра 30 мм типа ГШ-301, установленной в наплыве правой половины крыла, с боекомплектом 150 патронов. Ракетное вооружение размещается на авиационных пусковых устройствах (АПУ) и авиационных катапультных устройствах (АКУ), подвешиваемых на 10 точках: 4 - под консолями крыла, 2 - под законцовками крыла, 2 - под гондолами двигателей и 2 - под центропланом между мотогондолами (по схеме "тандем").
На самолете может быть подвешено до 6 управляемых ракет "воздух-воздух" средней дальности типа Р-27 с полуактивными радиолокационными (Р-27Р) или тепловыми (Р-27Т) головками самонаведения, а также их модификации с увеличенной дальностью полета (Р-27ЭР, Р-27ЭТ). На четырех подкрыльевых узлах могут быть подвешены управляемые ракеты ближнего маневренного боя с тепловыми головками самонаведения типа Р-73.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
