Приветствуем, Бродяга! ------------ Приветствую тебя, Сталкер! Ну что стоишь? Проходи, не стесняйся. Мы рады любым гостям! ------------ Вход Регистрация
Палубный истребитель Су-33 Тактико-технические характеристики истребителя Су-33: Год принятия на вооружение - 1993 Размах крыла - 14,7 м Длина самолета - 21,19 м Высота самолета - 5,63 м Площадь крыла - 62 кв.м Масса, кг: - пустого самолета - 16000 - нормальная взлетная - 22500 - максимальная взлетная - 32000 Масса топлива - 9400 кг Тип двигателя - 2 ТРДД АЛ-31Ф Максимальная тяга: - бесфорсажная - 2 х 7600 кгс - форсажная - 2 х 12500 кгс Максимальная скорость, км/ч: - у земли - 1400 - на большой высоте - 2300 Практический потолок - 17000 м Практическая дальность - 3000 км Длина разбега - 650-700 м Длина пробега - 620-700 м Макс. эксплуатационная перегрузка - 9 Экипаж - 1 чел
Вооружение: пушка ГШ-301 (30 мм, 250 патронов); до 12 УР класса “воздух—воздух”, в том числе ракеты увеличенной дальности Р-27ЭР и Р-27ЭТ; УР средней дальности РВВ-АЕ, Р-27Р и Р-27Т, а также малой Р-73.
Обозначение НАТО: FLANKER-D
Су-33 способен обеспечивать боевые действия других видов авиации ВМФ: корабельной, морской ракетоносной, противолодочной, радиолокационного дозора и так далее. Он также может уничтожать противолодочные самолёты противника в районах развёртывания боевых действий подводных лодок, самолёты-разведчики и самолёты дальнего радиолокационного обнаружения, КР, беспилотные летательные аппараты палубного и берегового базирования; вести воздушную техническую разведку и осуществлять постановку морских мин.
Су-33 оснащен системой управления вооружением с усовершенствованной импульсно-доплеровской БРЛС, обеспечивающей поиск и сопровождение воздушных целей на фоне земли или воды. Обеспечивается сопровождение на проходе до 10 целей и одновременный пуск ракет по нескольким целям. Как и Су-27, палубный истребитель имеет оптоэлектронный локатор (теплопеленгатор и лазерный дальномер), скомплексированный с нашлемной системой целеуказания (оптическая головка локатора для улучшения обзора летчика смещена вправо).
Основные отличия от самолета Су-27:
-на наплыве крыла установлено дополнительное переднее горизонтальное оперение;
-применена цифровая система дистанционного управления в продольном, поперечном и путевом каналах;
-консоли крыла и горизонтального оперения выполнены складными;
-измененена механизация крыла: вместо односекционного носка и флаперона на каждой консоли крыла установлены двухсекционные отклоняемые носки, односекционные закрылки и элероны;
-усилена конструкция шасси, передняя опора шасси выполнена двухколесной;
-под укороченной центральной хвостовой балкой установлен посадочный гак, парашютно-тормозная установка упразднена;
-максимальная взлетная масса увеличена до 33000 кг;
-установлена система дозаправки топливом в полете с выпускаемой штангой в предкабинном отсеке слева;
-установлено специальное бортовое связное и навигационное оборудование, обеспечивающее полеты над морем и посадку на палубу авианесущего крейсера;
-максимальная масса боевой нагрузки увеличена до 6500 кг, а количество одновременно подвешиваемых ракет "воздух-воздух" возросло до 12 (за счет двух дополнительных точек подвески под внешними частями крыла); обеспечивается применение до 8 ракет Р-27РЭ (ТЭ, Р, Т) и до 6 ракет Р-73; типовой вариант вооружения самолета состоит из 8 ракет Р-27Э и 4 ракет Р-73.
Самолет построен по нормальной аэродинамической схеме с дополнительным передним горизонтальным оперением 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-31Фразмещены 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.
Консоли дополнительного цельноповоротного переднего горизонтального оперения, установленные на наплывах крылах, служат для повышения несущих свойств планера и улучшения характеристик самолета на больших углах атаки. Самолет спроектирован по концепции "электронной устойчивости" и не имеет традиционной механической проводки управления - вместо нее используется электродистанционная система управления (СДУ). Шасси самолета трехопорное, убирающееся, с одним колесом на каждой основной опоре и двухколесной управляемой передней опорой.
Фюзеляж самолета интегрально сопрягается с крылом и технологически расчленен на следующие основные части:
-головную часть фюзеляжа (ГЧФ) с радиопрозрачным обтекателем, створкой ниши передней опоры шасси и фонарем летчика;
-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), которая может складываться вниз для уменьшения габаритов самолета при размещении его в подпалубных ангарах авианесущего крейсера. 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 летчика герметизирована и имеет двухсекционный фонарь, состоящий из неподвижного козырька и открывающейся вверх-назад сбрасываемой части (створки) с большой площадью остекления, что обеспечивает хороший обзор во все стороны. Угол обзора из кабины вперед-вниз - 14 град.. Рабочее место летчика оборудовано катапультируемым креслом К-36ДМ 2-й серии, установленным с углом наклона спинки 17 град.. 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. На наплывах крыла установлены консоли цельноповоротного переднего горизонтального оперения.
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 м2) площади. Угол отклонения щитка (вверх) 54 град.. 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.
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 и выпускаемого при посадке на аэрофинишер тормозного гака. Законцовка центральной балки для уменьшения габаритов, занимаемых самолетом в подпалубных ангарах авианесущего крейсера, выполнена откидывающейся вверх. В кормовом ласте 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.
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 (рассмотрены в разделе фюзеляж), 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 подвешиваемых на 12 точках: 6 - 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 8 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) и до 6 управляемых ракет ближнего маневренного боя с тепловыми головками самонаведения типа Р-73. Типовой вариант вооружения самолета состоит из 8 ракет Р-27Э и 4 ракет Р-73. Проработана возможность использования на самолете тяжелой управляемой противокорабельной ракеты "Москит" (ASM-MSS), размещаемой на катапультном устройстве под фюзеляжем между гондолами двигателей. Максимальная масса боевой нагрузки самолета составляет 6500 кг -----------------------------7d81481140068 Content-Disposition: form-data; name="smiles_on"
1
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Фронтовой бомбардировщик Су-34 Су-34 в общих чТактико-технические характеристики : Год принятия на вооружение - 1993 Размах крыла - 14,7 м Длина самолета - 22 м Высота самолета - 5,93 м Взлетная масса, кг - нормальная - 39000 - максимальная - 44360 Тип двигателя - 2 ТРДФ АЛ-35 (АЛ-31Ф) Тяга нефорсированная - 2 х 14000 кгс Максимальная скорость, км/ч - на высоте 11000 м - 1900 - на уровне моря - 1400 Практическая дальность - 4500 км Боевой радиус действия - 600-1130 км Практический потолок - 17000 м Максимальная эксплуатационная перегрузка - 7 Экипаж - 2 чел
Вооружение: Встроенная пушка ГШ-301 калибра 30 мм; на 12 точках подвески: управляемое ракетное вооружение класса “воздух-воздух” (до 6 ракет типа Р-27, Р-73 различных модификаций или до 8 ракет РВВ-АЕ); управляемое и корректируемое вооружение класса “воздух-поверхность” (до 3 ракет Х-59М или бомб КАБ-1500, до 6 ракет Х-25М и Х-29 различных модификаций, С-25Л, Х-31П (А) или бомб типа КАБ-500); неуправляемое вооружение (авиабомбы калибра от 100 до 500 кг, контейнерные системы (типа КМГУ), неуправляемые авиационные ракеты С-8 в 20-ствольных блоках Б-8М, С-13 в 5-ствольных блоках УБ-13 и С-25 в одноразовых пусковых устройствах О-25). Максимальная масса боевой нагрузки самолета - 8000 кг.
Экипаж: 2 чел.: летчик и штурман-оператор.
Су-34 в общих чертах сохранил особенности аэродинамической компоновки и взаимного расположения основных агрегатов конструкции, свойственные семейству самолетов Су-27. Практически не изменились форма в плане и обводы крыла и оперения, в остальном, однако, конструкция его совершенно другая. Су-34 имеет новую головную часть фюзеляжа, усиленное крыло, вертикальное оперение, как на Су-27, но без подбалочных гребней, переднее горизонтальное оперение (аналогичное применяемому на самолетах Су-27К и Су-35), новое шасси. В отличие от серийного истребителя Су-27 самолет Су-34 оснащается нерегулируемыми воздухозаборниками, несколько ограничившими его летно-технические характеристики (главным образом, максимальное число М полета), но позволившими упростить и облегчить конструкцию и обеспечить уборку двухколесных тележек основных опор шасси. Основные опоры шасси убираются вперед по полету в ниши центроплана с разворотом тележек, передняя убирается назад в отсек под кабиной экипажа.
В головной части фюзеляжа, начинающейся радиопрозрачным обтекателем бортовой РЛС, имеющим эллиптическую форму и острые боковые кромки, оборудована кабина экипажа и ниша уборки передней опоры шасси. В носовой части обтекателя РЛС имеется штанга основного ПВД с антеннами радионавигационного оборудования (на опытных экземплярах на ней установлены также дополнительные датчики углов атаки и сноса). Бронированная двухместная кабина экипажа обеспечивает размещение летчика и штурмана-оператора рядом. Вход в нее осуществляется не традиционно через верхний фонарь (он в процессе эксплуатации открывается только для обслуживания и демонтажа катапультных кресел), а через нишу передней опоры шасси с помощью встроенного трапа. Достаточно просторная кабина позволяет летчику или штурману встать в полный рост, выполнить физические упражнения для восстановления работоспособности. Кабина оборудована термосом, прибором подогрева пищи, аптечкой, ассенизационным устройством. Для надежной защиты экипажа от попадания пуль и снарядов кабина выполнена в виде единой бронекапсулы (впервые такая конструкция была применена на самолете-штурмовике Су-25). Головную часть фюзеляжа завершает закабинный отсек, в котором на стеллажах и этажерках размещен основной объем радиоэлектронного оборудования (доступ к нему осуществляется через нишу передней опоры шасси), а также патронный ящик с боекомплектом пушки. Под фюзеляжем по оси симметрии между мотогондолами по схеме тандем установлено два узла подвески вооружения. Хвостовая часть фюзеляжа состоит из двух мотоотсеков двигателей, хвостовых балок и центральной балки. Центральная балка, завершающаяся выступающим назад радиопрозрачным обтекателем большого диаметра, включает в себя задний топливный бак, отсек контейнера тормозных парашютов и отсек радиоэлектронного оборудования.
На каждой консоли крыла имеются узлы установки четырех пилонов (в том числе одного на торце крыла) для подвески вооружения. Вместо крайних пилонов на торцы крыла могут устанавливаться контейнеры с аппаратурой РЭП. В центроплане имеются ниши для уборки основных опор шасси и узлы их крепления. В наплывах крыла размещено радиоэлектронное оборудование, а в правом наплыве находится установка 30-мм одноствольной скорострельной автоматической пушки. В нем 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.
Топливная система самолета состоит их четырех баков увеличенного объема (трех - в фюзеляже и центроплане и одного - в консолях крыла), насосов подкачки и перекачки топлива и топливомерно-расходомерной аппаратуры. Возможна установка сбрасываемых подвесных топливных баков. На самолете имеется система дозаправки топливом в полете с выпускаемой штангой-топливоприемником в головной части фюзеляжа перед кабиной и двумя фарами ночной заправки. Дозаправка может осуществляться от самолетов-заправщиков Ил-78 и Су-24, оборудованных УПАЗ.
Средства аварийного покидания самолета и снаряжение экипажа. На самолете установлены унифицированные катапультные кресла К-36ДМ, обеспечивающие аварийное покидание терпящей бедствие машины во всем диапазоне высот и скоростей полета, включая режимы движения самолета по аэродрому. Катапультирование осуществляется вверх через проемы двух сбрасываемых створок фонаря. В распоряжении каждого члена экипажа имеется НАЗ с автоматическим радиомаяком, спасательным надувным плотом, продуктовым запасом, лагерным снаряжением, средствами сигнализации и медикаментами. Снаряжение экипажа состоит из высотно-компенсирующих костюмов или высотных морских спасательных комплектов, защитных шлемов и комплекта кислородного оборудования.
Основное назначение Су-34 - мощные и точные ракетно-бомбовые удары по наземным целям противника в оперативно-тактической глубине. В то же время совершенное радиоэлектронное оборудование и управляемое ракетное оружие класса “воздух-воздух” в сочетании с унаследованными от предшественника - истребителя-перехватчика Су-27 - высокими летными и маневренными характеристиками позволяют весьма эффективно использовать Су-34 и в воздушном бою. Поэтому его можно по праву относить к самолетам многоцелевого назначения. С этой точки зрения, пожалуй, единственным зарубежным аналогом Су-34 является американский тактический истребитель F-15E, поступивший в 1988 году на вооружение ВВС США.
Согласно газете “Сегодня” от 12 января 1995 года, всего до 1998 года предполагалось построить 12-13 подобных машин, на которых должен быть произведен полный объем летно-конструкторских и государственных испытаний, после чего самолет будет запущен в крупносерийное производство и начнет поступать в войска. Автор статьи считает, что к 2005 году Су-34 заменит в бомбардировочных авиаполках фронтовой авиации ВВС России самолеты 3-го поколения Су-24, и как и предшественник, Су-34 станет базовым самолетом для разработки в дальнейшем ряда специальных вариантов - фронтовых авиационных комплексов воздушной разведки и радиоэлектронного противодействия - и составит, наряду с самолетами 4-го поколения МиГ-29, Су-27 и их модификациями, основу отечественных военно-воздушных сил в начале следующего тысячелетия.
Основные отличия самолета Су-34 от самолета Су-27:
-полностью изменена конструкция головной части фюзеляжа, в которой оборудована двухместная кабина экипажа с размещением мест летчика и оператора системы управления вооружением по схеме "рядом"; вход в кабину осуществляется через люк в нише уборки передней опоры шасси; носовой радиопрозрачный обтекатель РЛС имеет эллиптическую форму с острыми боковыми кромками;
-изменены обводы средней и хвостовой частей фюзеляжа, их конструкция усилена и обеспечивает большие внутренние объемы для размещения оборудования и топливных баков увеличенной емкости;
-увеличены диаметр и длина центральной хвостовой балки, в которой размещается РЛС заднего обзора;
-изменена форма наплывов крыла, на которых установлены консоли переднего горизонтального оперения;
-усилена конструкция крыла; под крылом оборудованы две дополнительные точки подвески вооружения;
-сняты подбалочные гребни;
-изменена конструкция и схема уборки передней опоры шасси, ее стойка оснащается спаренными колесами;
-изменена конструкция основных опор шасси, которые выполнены двухколесными с размещением колес по схеме "тандем";
-введена система дозаправки топливом в полете с выпускаемой штангой, установленной слева перед кабиной экипажа.
-воздухозаборники двигателей выполнены нерегулируемыми;
-максимальная взлетная масса увеличена примерно до 45000 кг, внутренний запас топлива возрос примерно до 12000 кг, обеспечено применение 3 подвесных топливных баков большой емкости;
-применен новый комплекс БРЭО, в состав которого входят многофункциональная БРЛС, оптико-электронная обзорно-прицельная система, радиолокатор заднего обзора, аппаратура навигации, радиосвязи, радиоэлектронного противодействия и другие системы. Он обеспечивает решение следующих задач: поиск, обнаружение и распознавание наземных и надводных объектов с выдачей целеуказания и прицеливанием в простых и сложных метеоусловиях; круглосуточное и всепогодное обнаружение, опознавание и определение координат самолетов и ракет противника с выдачей целеуказания системе наведения ракет "воздух-воздух" и в комплекс РЭП; круглосуточное и всепогодное обеспечение совместных групповых действий самолетов; противодействие радиоэлектронным средствам управления оружием систем ПВО, истребителям и ракетам противника; выдачу информации о параметрах полета, работе агрегатов и систем самолета, а также о тактической обстановке на многофункциональные индикаторы летчика и штурмана-оператора.
-в состав управляемого вооружения класса "воздух-воздух" входят 6 ракет Р-27РЭ (ТЭ, Р, Т), 8 ракет РВВ-АЕ, 8 ракет Р-73; типовой вариант вооружения самолета при решении задач "воздух-воздух" вклюсает 6 ракет Р-27Э (или РВВ-АЕ) и 4 ракеты Р-73;
-в номенклатуру вооружения включены управляемые средства поражения наземных целей: 6 ракет общего назначения Х-29Т, Х-29Л, Х-25МЛ, С-25ЛД или корректируемых бомб КАБ-500Кр и КАБ-500Л, 3 ракеты средней дальности Х-59М или корректируемые бомбы КАБ-1500ТК, 6 противокорабельных ракет Х-31А или Х-35У, 6 противорадиолокационных ракет Х-31П и т.п.
-для поражения наземных целей самолет может также оснащаться неуправляемым вооружением общей массой до 8000 кг, размещаемым на 12 точках подвески, часть из которых оборудуется многопозиционными балочными держателями: 3 бомбами калибра 1500 кг, 16 бомбами калибра 500 кг, 36 бомбами калибра 250 кг, 48 бомбами калибра 100 кг, 8 контейнерами КМГУ, 120 ракетами С-8 (в 6 блоках Б-8М1), 30 ракетами С-13 (в 6 блоках Б-13Л) или 6 ракетами С-25.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Многофункциональный истребитель Су-35 Тактико-технические характеристики: Размах крыльев - 14,70 м Длина самолета без ПВД - 22,183 м Высота на стоянке - 6,35 м Площадь крыла - 62,0 кв.м Тип двигателя - АЛ-31ФМ Тяга двигателя на форсаже - 2 х 12800 кгс Масса пустого самолета - 18400 кг Масса нормальная взлетная - 25700 кг Масса взлетная максимальная - 34000 кг Максимальная скорость - 2440 км/ч Практический потолок - 18000 м Перегоночная дальность полета 3500 км Количество точек подвески вооружения – 12 Максимальный вес подвесного вооружения - 8200 кг Экипаж - 1 чел
Вооружение: автоматическая одноствольная пушка ГШ-301 (30 мм, 1500 выстр./мин, 150 патронов); УР класса “воздух—воздух” различной дальности, в том числе и новая ракета средней дальности РВВ-АЕ; УР класса “воздух-поверхность” Х-29Т с телевизионным наведением, Х-29Л — с лазерным наведением, противорадиолокационные ракеты Х-31П или противокорабельные Х-31А и Х-35, а также авиабомбы, пусковые установки неуправляемых ракет и баки с напалмом.
Су-35 (Су-27М) (Flanker-Е по классификации НАТО) - российский многоцелевой высокоманевренный всепогодный истребитель поколения «4++». Основное боевое применение - многоцелевой истребитель большого радиуса действия.
Был принят на вооружение в России в 1994 году.
По состоянию на середину 2002 года было произведено более 20 машин для российских ВВС, самолет участвовал в ряде зарубежных тендеров. В первой половине 90-х годов ХХ века было выпущено 11 прототипов, впоследствии программа была приостановлена в пользу разработки Су-37. В 2005 году принято решение о её возобновлении, в 2006 возобновлено производство установочной партии обновлённых Су-35. Начало лётных испытаний первого образца новой партии было намечено на середину 2007 года, однако по объективным причинам, сроки начала лётных испытаний были перенесены на начало 2008 года.
Отличия Су-35 (2007-й год) от серийного самолета Су-27 и первого варианта Су-35 (1994-й год):
Аэродинамика новой машины - это возврат к первоначальной версии Су-27, хотя сам по себе планер самолета претерпел ряд существенных изменений. Вес бортового оборудования нынешнего Су-35 меньше, чем у его предшественников, при этом на нем установлены два двигателя 117С (представляют собой глубокую модернизацию АЛ-31Ф) с тягой 14 500 кг (на две тонны превышает показатели базового двигателя), имеющие всеракурсные поворотные реактивные сопла. Тяговооруженность Су-35 по сравнению с истребителями более ранних модификаций повышена более чем на 15%. Характеристики двигателя в сочетании с уменьшенным весом позволили добиться существенного улучшения динамических характеристик Су-35 (скороподъемности, разгона и пр.), выведя их на уровень сверхманевренности.
Двигатель 117С создан конструкторами НПО "Сатурн", которое ведет эту работу на паритетной основе с ОАО "УМПО".
В феврале 2008-го года ОАО "НПО "Сатурн" и ОАО "УМПО" приступили к изготовлению восьми двигателей окончательной компоновки, которые будут использованы в доводке изделия.
Улучшение маневренных характеристик истребителя позволило отказаться от переднего горизонтального управления. За счет создания современной системы управления экипаж Су-35 сократили до одного человека, а оснащение самолета современной электродистанционной системой управления позволило отказаться от тормозного щитка, роль которого теперь выполняют отклоняемые плоскости. Отказ от этих элементов высвободил в планере место для дополнительного объема топлива, соответственно увеличилась и дальность полета. Максимальная дальность полета Су-35 на высоте составляет 3600 км, а у земли, со скоростью 0,7 мах, - 1580 км.
Су-35 имеет совершенно новую структуру бортового радиоэлектронного комплекса, интегратором которого впервые в нашей стране выступает сама компания "Сухой". Основой "борта" этой машины является информационно-управляющая система (ИУС), предназначенная для функциональной, логической, информационной и программной увязки систем бортового оборудования в единую интегрированную систему и обеспечивающая взаимодействие между пилотом и оборудованием. В состав ИУС входят два центральных цифровых вычислителя, средства коммутации и преобразования информации и система индикации, реализующая концепцию "стеклянной кабины". Основным источником визуальной информации для пилота являются два монитора МФИ-35 размером 9х12 дюймов. Разработкой индикаторов и ряда других систем БРЭО самолета Су-35 занимается Раменское КБ приборостроения и другие предприятия НПК "Технокомплекс".
БРЭО Су-35 является высоко интегрированным, и по желанию заказчика практически без доработок самолет можно комплектовать дополнительным оборудованием и новыми средствами поражения любого российского или зарубежного производства.
На Су-35 установлена разработанная в НИИ приборостроения им. В.В. Тихомирова радиолокационная система управления "Ирбис-Э", обеспечивающая обнаружение, сопровождение и измерение координат воздушных, наземных и надводных целей днем и ночью, в любых погодных условиях при наличии естественных и организованных помех. Дальность обнаружения на встречных курсах целей с ЭРП, равной 3 кв. м, у нового радара составляет 400 км. Станция позволяет одновременно обнаруживать и сопровождать до 30 целей, одновременно обстреливать до восьми летательных аппаратов противника или до четырех наземных целей. "Ирбис-Э" имеет также такую важную функцию, как сопровождение одной наземной (надводной) цели с сохранением обзора воздушного пространства и захвата целей, что может быть крайне полезно при "работе" по кораблям противника, прикрытым воздушным эскортом.
Су-35 предназначен как для одиночного, так и для группового применения. В последнем случае машина может действовать в составе группы численностью до 16 однотипных или более старых самолетов. Командир объединенной группы получает полную информацию о целевой обстановке, поступающую от собственных ведомых и от командиров взаимодействующих групп. Он будет иметь возможность работать в сетях сухопутных войск и ВМС, а также в сетях самолетов ДРЛО. В результате на бортовом индикаторе командира группы будет представлена полная тактическая и оперативная информация, сложившаяся на данный момент. Это одна из важнейших особенностей БРЭО Су-35, свидетельствующая о его положении, приближенном к авиакомплексам пятого поколения.
Максимальная боевая нагрузка самолета составляет 8 тонн. В состав бортового вооружения новой машины, помимо уже хорошо известных образцов - ракет Х-59Э, Р-27, Х-59МК Х-31, бомбы КАБ-1500ЛГ и т.д., входит также новая противокорабельная ракета 3М-54АЭ и ракета "воздух-воздух" с дальностью пуска до 200 км ААМ, разработанные екатеринбургским ОКБ "Новатор".
Основным конкурентом Су-35 на мировом рынке боевых самолетов является американский самолет F/A-18E/F. В его конструкции также объединены лучшие черты базовой машины и элементы оборудования пятого поколения. По мнению экспертов, в следующем десятилетии F/A-18E/F и Су-35 станут самыми лучшими и самыми многочисленными боевыми авиакомплексами в мире.
Отличия Су-35 (1994 год) от серийного самолета Су-27:
на наплыве крыла установлено дополнительное переднее горизонтальное оперение; применена цифровая система дистанционного управления в продольном, поперечном и путевом каналах; в соответствии с применением новой системы управления вооружением изменены обводы носового радиопрозрачного конуса и центральной хвостовой балки; максимальная взлетная масса увеличена до 34000 кг, соответственно усилено шасси, передняя опора шасси выполнена двухколесной; запас топлива увеличен до 10250 кг за счет применения крыла с интегральными баками-отсеками большей емкости и вертикального оперения с внутренними интегральными баками-отсеками; площадь и высота килей увеличены; установлена система дозаправки топливом в полете с выпускаемой штангой в предкабинном отсеке слева (как на Су-27K) и обеспечено применение двух подкрыльевых подвесных топливных баков емкостью по 2000 л; применен новый комплекс БРЭО, включающий многорежимный радиолокационный прицельный комплекс с РЛС переднего обзора, РЛС заднего обзора, оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс, бортовой комплекс обороны, новый комплекс связи и другое оборудование; изменено приборное оборудование кабины летчика, на приборной доске установлено три многофункциональных телевизионных индикатора, кресло летчика установлено с углом наклоном спинки 30 град.; в состав управляемого вооружения класса "воздух-воздух" дополнительно включены ракеты средней дальности типа РВВ-АЕ с активными радиолокационными головками самонаведения; максимальное число ракет, подвешиваемых на самолет, увеличено до 12 за счет введения двух дополнительных точек подвески вооружения под крылом; обеспечивается применение до 8 ракет Р-27РЭ (ТЭ, Р, Т), до 10 ракет РВВ-АЕ, до 6 ракет Р-73; типовой вариант вооружения самолета при решении задач "воздух-воздух" состоит из 8 ракет Р-27Э (или РВВ-АЕ) и 4 ракет Р-73; в номенклатуру вооружения включены управляемые средства поражения наземных целей: 6 ракет общего назначения Х-29Т, Х-29Л, С-25ЛД или корректируемых бомб КАБ-500Кр, 2 ракеты средней дальности Х-59М, 6 противокорабельных ракет Х-31А и 6 противорадиолокационных ракет Х-31П; для применения ракет Х-29Л, С-25ЛД и Х-59М самолет должен оснащаться контейнером системы управления оружием; для поражения наземных целей самолет может оснащаться неуправляемым вооружением общей массой до 8000 кг: 16 бомбами калибра 500 кг, 36 бомбами калибра 250 кг, 48 бомбами калибра 100 кг, 8 контейнерами КМГУ, 120 ракетами С-8 (в 6 блоках Б-8М1), 30 ракетами С-13 (в 6 блоках Б-13Л) или 6 ракетами С-25. Самолет построен по нормальной аэродинамической схеме с дополнительным передним горизонтальным оперением 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.
Консоли дополнительного цельноповоротного переднего горизонтального оперения, установленные на наплывах крылах, служат для повышения несущих свойств планера и улучшения характеристик самолета на больших углах атаки.
Самолет спроектирован по концепции "электронной устойчивости" и не имеет традиционной механической проводки управления - вместо нее используется электродистанционная система управления (СДУ). Шасси самолета трехопорное, убирающееся, с одним колесом на каждой основной опоре и двухколесной управляемой передней опорой.
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.
Кабина летчика герметизирована и имеет двухсекционный фонарь, состоящий из неподвижного козырька и открывающейся вверх-назад сбрасываемой части (створки) с большой площадью остекления, что обеспечивает хороший обзор во все стороны. Рабочее место летчика оборудовано катапультируемым креслом К-36ДМ 2-й серии, установленным с углом наклона спинки 30 град. 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. На наплывах крыла установлены консоли цельноповоротного переднего горизонтального оперения.
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 м2) площади. Угол отклонения щитка (вверх) 54 град.. 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.
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 хвостовой части центральной балки расположен отсек радиолокационной станции заднего обзора, снабженный радиопрозрачным обтекателем. В кормовом ласте 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.
Бортовое радиоэлектронное оборудование самолета Су-35 включает:
систему управления вооружением; пилотажно-навигационный комплекс; комплекс средств связи; аппаратуру бортового комплекса обороны; системы контроля и регистрации. Система управления вооружением (СУВ) обеспечивает применение управляемых ракет "воздух-воздух" в дальнем ракетном и ближнем воздушном бою, захват и сопровождение цели из обзорных режимов РЛС и ОЛС в дальнем ракетном бою, захват и сопровождение визуально видимой цели в ближнем бою, определение госпринадлежности обнаруженной цели, а также применение управляемых и неуправляемых средств поражения класса "воздух-поверхность". Система управления вооружением включает в себя радиолокационный прицельный комплекс (РЛПК) и оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс (ОЭПрНК).
В состав РЛПК входит импульсно-доплеровская радиолокационная станция, обеспечивающая обнаружение и сопровождение воздушных целей в свободном пространстве и на фоне земли в передней и задней полусферах, а также картографирование местности и обнаружение наземных целей. Радиолокатор может одновременно сопровождать на проходе большое количество воздушных целей и обеспечивать перехват нескольких из них, представляющих наибольшую угрозу. РЛС имеет щелевую антенну (в дальнейшем предполагается использование модификации РЛС с фазированной антенной решеткой). Для обеспечения кругового обзора воздушного пространства и применения управляемых ракет в заднюю полусферу в состав БРЭО самолета дополнительно включена небольшая РЛС заднего обзора, установленная в центральной хвостовой балке фюзеляжа. Определение государственной принадлежности обнаруженных целей осуществляется с помощью запросчика госопознавания, входящего в состав РЛПК. Работой радиолокационного прицельного комплекса управляет бортовой цифровой вычислительный комплекс.
В состав ОЭПрНК входят пилотажно-навигационный комплекс (рассмотрен отдельно), оптико-локационная станция (ОЛС), нашлемная система целеуказания (НСЦ), система управления оружием (СУО), система отображения информации (СОИ) и бортовая цифровая вычислительная система. Прицельная часть ОЭПрНК выполняет те же функции, что и РЛПК, но только в простых метеоусловиях и отличается большей точностью и лучшей помехозащищенностью. Оптико-локационная станция представляет собой комбинацию теплопеленгатора и лазерного дальномера. Теплопеленгатор обеспечивает обнаружение цели по тепловому излучению и ее угловое сопровождение, лазерный дальномер - измерение дальности до цели. Датчик ОЛС размещается в сферическом обтекателе перед фонарем кабины летчика.
Нашлемная система целеуказания позволяет производить целеуказание головкам самонаведения ракет и сканирующему устройству ОЛС путем поворота головы летчика в сторону той части пространства, где ожидается нахождение цели. Система управления оружием осуществляет в автоматическом режиме процессы пуска авиационных средств поражения с заданными интервалами и в заданной последовательности после нажатия летчиком боевой кнопки. Для применения некоторых видов управляемого вооружения класса "воздух-поверхность" самолет дополнительно комплектуется сменными контейнерами СУО. Система отображения информации обеспечивает индикацию необходимой пилотажно-навигационной и прицельной информации на индикаторе на лобовом стекле и многофункциональных индикаторах на электронно-лучевых трубках (или жидкокристаллических дисплеях). Работой ОЭПрНК управляет бортовая цифровая вычислительная система.
Наведение самолета на цель с наземного или воздушного командного пункта осуществляется посредством радиолинии бортовой аппаратуры приборного наведения.
Пилотажно-навигационный комплекс (ПНК) предназначен для решения задач навигации и пилотирования самолета на всех этапах полета в простых и сложных метеоусловиях, в любое время года и суток, над сушей и над морем в любых географических условиях и состоит из двух подсистем: пилотажной и навигационной. Пилотажное оборудование включает информационный комплекс высотно-скоростных параметров, систему воздушных сигналов, радиовысотомер, систему автоматического управления самолетом (САУ) и систему предотвращения критических режимов.
В состав навигационного оборудования входят инерциальная навигационная система (ИНС), доплеровский измеритель скорости и сноса (ДИСС), автоматический радиокомпас (АРК), радиотехническая система дальней (спутниковой) навигации (РСДН), радиотехническая система ближней навигации (РСБН), аппаратура определения взаимных координат, маркерный радиоприемник (МРП) и другое оборудование.
ИНС выдает в ПНК параметры крена, тангажа, курса и дальности и способна работать как автономном режиме, так и в режиме радиокоррекции. ДИСС служит для определения путевой скорости и угла сноса самолета. АРК предназначен для самолетовождения по специальным приводным радиостанциям (радиомаякам) за счет измерения курсового угла радиостанции (угла в горизонтальной плоскости между продольной осью самолета и направлением на пеленгуемую радиостанцию). РСДН используется для обеспечения дальней навигации по маршруту в рамках глобальной системы спутниковой навигации. РСБН обеспечивает выполнение полета по заданному маршруту и возврат на запрограммированый аэродром, оборудованный радиотехническими средствами посадки, в ручном, автоматическом и директорном режимах пилотирования, выполнение предпосадочного маневра с выходом в зону действия радиомаяков, заход на посадку до высоты 50 м в автоматическом режиме и повторный заход на посадку.
Бортовая аппаратура РСБН получает сигналы от наземных радиотехнических средств навигации. Прием сигналов осуществляется с помощью бортовой антенно-фидерной системы "Поток", антенны которой размещены в носовой и хвостовой частях самолетах. МРП предназначен для сигнализации летчику момента пролета над маркерными радиомаяками - дальним и ближним приводами аэродрома посадки.
В состав оборудования самолета входят также самолетный ответчик и ответчик системы государственного опознавания. Самолетный ответчик предназначен для совместной работы с наземными РЛС управления воздушным движением и наведения. Он излучает сигналы индивидуального опознавания самолета, а также передает некоторые параметры его полета (например, высоту), обеспечивая хорошую "видимость" истребителя наземными средствами навигации и тем самым увеличивая дальность и надежность его сопровождения в процессе боевых действий и при наличии помех. Ответчик системы государственного опознавания предназначен для выдачи ответа о собственной государственной принадлежности самолета на запросы, посылаемые самолетными, наземными и корабельными системами госопознавания.
На экспортных модификациях самолетов состав навигационного оборудования может изменяться в соответствии с требованиями заказчика.
Комплекс средств связи предназначен для ведения устойчивой двусторонней радиотелефонной связи, а также засекреченной радиотелефонной и телекодовой связи экипажа с командно-диспетчерским пунктом и между самолетами в воздухе. На самолете установлены две УКВ-радиостанции, КВ-радиостанция, аппаратура кодированной радиотелефонной и телекодовой связи, аппаратура внутренней связи (самолетное переговорное устройство) и аппаратура записи переговоров.
Аппаратура бортового комплекса обороны предназначена для регистрации облучения самолета радиолокационными станциями противника и предупреждения об этом экипажа, обнаружения пуска ракет, постановки пассивных и активных помех в радиолокационном и инфракрасном диапазонах. На самолете установлены станция радиотехнической разведки, теплопеленгатор, устройство выброса пассивных помех - ложных тепловых целей и дипольных отражателей, станция активных радиолокационных помех. Управляет бортовым комплексом обороны бортовой цифровой вычислитель.
Вооружение самолета подразделяется на стрелково-пушечное, управляемое ракетное класса "воздух-воздух", управляемое ракетное класса "воздух-поверхность", неуправляемое ракетное и бомбардировочное. 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 и бомбардировочное вооружение размещается на авиационных пусковых устройствах (АПУ), авиационных катапультных устройствах (АКУ) и балочных держателях (БД), подвешиваемых на 12 точках: 6 - 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 8 управляемых ракет "воздух-воздух" средней дальности типа Р-27 с полуактивными радиолокационными (Р-27Р, Р-27ЭР) или тепловыми (Р-27Т, Р-27ЭТ) головками самонаведения, до 10 ракет средней дальности РВВ-АЕ с активными радиолокационными головками самонаведения и до 6 ракет ближнего маневренного боя Р-73 с тепловыми головками самонаведения. Типовой вариант вооружения самолета при решении задач "воздух-воздух" состоит из 8 ракет Р-27Э (или РВВ-АЕ) и 4 ракет Р-73.
В состав управляемого вооружения класса "воздух-поверхность" входят 6 ракет общего назначения Х-29Т с телевизионными головками самонаведения, 6 ракет Х-29Л или С-25ЛД с полуактивными лазерными головками самонаведения, 6 корректируемых бомб КАБ-500Кр с телевизионно-корреляционными головками самонаведения, 2 ракеты средней дальности Х-59М с телевизионно-командной системой наведения, 6 противокорабельных ракет Х-31А с активными радиолокационными головками самонаведения и 6 противорадиолокационных ракет Х-31П с пассивными радиолокационными головками самонаведения; для применения ракет Х-29Л, С-25ЛД и Х-59М самолет должен оснащаться контейнером системы управления оружием.
Максимальная масса неуправляемого вооружения класса "воздух-поверхность" составляет 8000 кг. В его состав могут входить 16 бомб ФАБ-500М54 или 14 бомб ФАБ-500М62 или 14 зажигательных баков ЗБ-500 или 34 бомбы ФАБ-250М54 (на однозамковых и многозамковых балочных держателях), 48 бомб ОФАБ-100-120 (на многозамковых балочных держателях), 8 контейнеров КМГУ, 120 неуправляемых ракет С-8 (в 6 блоках Б-8М1), 30 ракет С-13 (в 6 блоках УБ-13), 6 ракет С-25 (в пусковых устройствах О-25).
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Экспериментальный многоцелевой истребитель Су-47 "Беркут" (С-37) Тактико-технические характеристики: Размах крыла – 16,7 м Длина самолета – 22,6 м Высота стояночная – 6,4 м Взлетная масса - 24000 кг Максимальная скорость – 1670 км/ч Тип двигателя – 2 х Д-30Ф6 Тяга – 2 х 15500 кгс
Вооружение: возможна установка 30-миллиметровая пушка ГШ-301. УР различного назначения
"Беркут" выполнен по аэродинамической схеме "продольный интегральный триплан", ставшей фирменной особенностью самолетов этого ОКВ. Крыло плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единую несущую систему. К особенностям компоновки относятся развитые крыльевые наплывы, под которыми помещены нерегулируемые воздухозаборники двигателей, имеющие в сечении форму, близкую к сектору круга.
Планер самолета изготовлен с широким использованием композиционных материалов (КМ). Применение перспективных композитов обеспечивает повышение весовой отдачи на 20-25%, ресурса - в 1,5-3,0 раза, коэффициента использования материалов до 0,85, снижение трудозатрат на изготовление деталей на 40-60%, а также получение требуемых теплофизических и радиотехнических характеристик. В то же время опыты, проведенные в США в рамках программы F-22, свидетельствуют о меньшей боевой живучести конструкций из углепластика по сравнению с конструкциями, выполненными из алюминиевых и титановых сплавов.
Крыло истребителя имеет развитую корневую часть с большим (порядка 75З) прямым углом стреловидности по передней кромке и плавно сопрягаемую с ней консольную часть с обратной стреловидностью (по передней кромке - порядка 20З). Крыло оснащено флаперонами, занимающими более половины размаха, а также элеронами. Возможно, на передней кроме имеются и отклоняемые носки (хотя опубликованные фотографии самолета С-37 не позволяют сделать однозначный вывод об их наличии).
Цельноповоротное переднее горизонтальное оперение (ПГО) размахом около 7,5 м имеет трапециевидную форму. Угол его стреловидности по передней кромке - порядка 50З. Заднее горизонтальное оперение относительно небольшой площади также выполнено цельноповоротным, с углом стреловидности по передней кроме порядка 75З. Его размах - около 8 м.
Двухкилевое вертикальное оперение с рулями направления крепится к центропланной части крыла и имеет "развал" во внешнюю сторону.
Фонарь кабины С-37 практически идентичен фонарю истребителя Су-27. Однако на модели самолета, фотография которой попала на страницы зарубежной печати, фонарь выполнен беспереплетным, как и у американского "Рэптора" (это улучшает обзор, способствует снижению радиолокационной заметности, но затрудняет процесс катапультирования).
Основные одноколесные опоры шасси С-37 крепятся к фюзеляжу и убираются вперед по полету с разворотом колес в ниши за воздухозаборниками двигателей. Передняя двухколесная опора убирается в фюзеляж вперед по направлению полета. База шасси -приблизительно 8 м, колея - 4 м.
В печати сообщалось, что опытный самолет оснащен двумя двигателями пермского НПО Авиадвигатель Д-30Ф6 (2x15500 кгс, сухая масса 2х2416 кг), применяемыми, также, на истребителях-перехватчиках МиГ-31. Однако в дальнейшем эти ТРДДФ, очевидно, будут заменены двигателями пятого поколения.
Нет сомнений, что на новой машине применено наиболее современное бортовое оборудование, созданное отечественной промышленностью - цифровая многоканальная ЭДСУ, автоматизированная интегральная система управления, навигационный комплекс, в состав которого входит ИНС на лазерных гироскопах в сочетании со спутниковой навигацией и "цифровой картой", уже нашедшие применение на таких машинах, как Су-30МКИ, Су-32/34 и Су-32ФН/34.
Вероятно, самолет оснащен (или будет оснащен) интегрированной системой жизнеобеспечения и катапультирования экипажа нового поколения.
Для управления самолетом, как и на Су-37, вероятно, применена боковая малоходовая ручка управления и тензометрический РУД.
Размещение и размеры антенн борового радиоэлектронного оборудования свидетельствуют о стремлении конструкторов обеспечить круговой обзор. Помимо основной БРЛС, размещенной в носу под оребренным обтекателем, истребитель имеет две антенны заднего обзора, установленные между крылом и соплами двигателей. Носки вертикального оперения, крыльевого наплыва и ПГО также, вероятно, заняты антеннами различного назначения (об этом говорит их белая окраска, характерная для отечественных радиопрозрачных обтекателей).
Хотя какая-либо информация о бортовой радиолокационной станции, примененной на самолете Беркут, отсутствует, косвенно о потенциальных возможностях радиолокационного комплекса истребителей пятого поколения, которые могут быть созданы на базе С-37, можно судить по опубликованным в открытой печати сведениям о новой БРЛС, разрабатывающейся с 1992 года объединением Фазотрон для перспективных истребителей. Станция предназначена для размещения в носовой части самолета "весовой категории" Су-35/37. Она имеет плоскую антенную фазированную решетку и работает в Х-диапазоне. По утверждению представителей НПО, для расширения зоны обора в вертикальной и горизонтальной плоскости предполагается возможность совмещения электронного и механического сканирования, что позволит увеличить сектор обзора новой РЛС на 60З во всех направлениях. Дальность обнаружения воздушных целей составляет 165-245 км (в зависимости от их ЭПР). Станция способна одновременно сопровождать 24 цели, обеспечивать одновременное применение ракетного оружия против восьми самолетов противника.
Беркут также может быть оснащен оптиколокационной станцией, размещенной в носовой части фюзеляжа, перед козырьком фонаря летчика. Как и на истребителях Су-33 и Су-35, обтекатель станции смещен вправо, чтобы не ограничивать обзор летчику. Наличие оптиколокационной станции, в состав которой, вероятно, входит телевизионное, тепловизионное и лазерное оборудование, а также радиолокационной станции заднего обзора выгодно отличает российскую машину от американского аналога F-22A.
В соответствии с канонами технологии "стелс", большая часть бортового вооружения боевых машин, созданных на базе Беркута, очевидно, будет размещена внутри планера. В условиях, когда самолет будет действовать в воздушном пространстве, не имеющем мощного зенитно-ракетного прикрытия и против противника, не располагающего современными истребителями, допустимо увеличение боевой нагрузки за счет размещения части вооружения на внешних узлах подвески.
По аналогии с Су-35 и Су-37 можно предположить, что новая многофункциональная машина будет нести ракеты класса "воздух-воздух" сверхбольшой и большой дальности, в частности УР, известные как КС-172 (эта двухступенчатая ракета, способная развивать гиперзвуковую скорость и оснащенная комбинированной системой самонаведения, способна поржать воздушные цели на дальности более 400 км). Применение подобных ракет, вероятно, потребует внешнего целеуказания.
Однако "главным калибром" перспективного истребителя, очевидно, станут УР средней дальности типа РВВ-АЕ, имеющие активную радиолокационную систему конечного самонаведения и оптимизированная для размещения в грузоотсеках самолетов (она имеет крыло малого удлинения и складные решетчатые рули). НПО "Вымпел" объявило о проведении успешных летных испытаний на самолете Су-27 усовершенствованного варианта этой ракеты, оснащенной маревым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД). Новая модификация обладает увеличенной дальностью и скоростью.
По прежнему важное значение в вооружении самолетов должны иметь и ракеты класса "воздух-воздух" малой дальности. На выставке МАКС-97 демонстрировалась новая ракета этого класса, К-74, созданная на базе УР Р-73 и отличающаяся от последней усовершенствованной системой теплового самонаведения, имеющей угол захвата цели, увеличенный с 80-90З до 120З. Применение новой тепловой головки самонаведения (ТГС) позволило, также, увеличить максимальную дальность поражения цели на 30% (до 40 км). Разработка К-74 началось в середине 1980-X годов, а к ее летным испытаниям приступили в 1994 году. В настоящее время ракета готова к серийному производству.
Помимо создания усовершенствованной головки самонаведения для УР К-74, НПО Вымпел ведет работы над рядом других ракет малой дальности, также снабженных системой управления вектором тяги двигателя.
Вероятно, в составе бортового вооружения перспективных истребителей будет сохранена и 30-миллиметровая пушка ГШ-301.
Как и другие отечественные многофункциональные самолеты - Су-30МКИ, Су-35 и Су-37, новые машины, очевидно, будут нести и ударное вооружение - высокоточные УР и КАВ класса "воздух-поверхность" для поражения наземных и надводных целей, а также РЛС противника.
О возможностях оборонительной системы, которая может быть установлена на перспективном истребителе, можно судить по экспонатам, демонстрировавшимся на выставке МАКС-97. В частности, предприятием Авиаконверсия была продемонстрировала комбинированная ложная цель (КЛЦ) для защиты от ракет с радиолокационными, тепловыми и лазерными головками самонаведения. В отличие от применяемых на отечественных и зарубежных боевых самолетах средств пассивной защиты, КЛЦ эффективна во всех диапазонах волн, используемых в головках самонаведения ракет класса "воздух-воздух" и "поверхность-воздух". КЛЦ представляет собой зону горения, образуемую в стороне от защищаемого самолета за счет использования направленной струи газов. В струю вводится воспламеняющая жидкость (в частности, ей может быть топливо, используемое двигателями ЛА), распыляемая для получения топливо-газовой смеси, которая затем поджигается. Горение поддерживается в течение заданного отрезка времени.
Тепловое излучение зоны горения является ложной целью для боеприпасов с ГСН, работающих в ИК-диапазоне. Спектральный состав горящего облака идентичен спектральному составу излучения защищаемого объекта (используется одно и то же топливо), что не позволяет ТГС отличать ложную цель по спектральным признакам, а нахождение ложной цели на фиксированном расстоянии от реального объекта не позволяет ТГС селектировать ее и по траекторным признакам.
Для защиты от боеприпасов с радиолокационной системой наведения в КЛЦ используются плазмообразующие добавки, приводящие к увеличению отражения радиоволн от зоны горения. Такие добавки при температуре горения образуют свободные электроны. При их достаточно высокой концентрации горящее облако отражает радиоволны как металлическое тело.
Для лазерного диапазона волн используются мелкодисперсные пороши веществ рабочих тел лазеров. В процессе горения они либо излучают электромагнитные волны на той же частоте, на которой работает лазер подсветки цели, либо, не сгорая, выносятся за пределы области горения и в процессе охлаждения излучают электромагнитные волны требуемого диапазона. Мощность излучения должна соответствовать мощности сигнала, отражаемого от защищаемого объекта при подсветке лазером противника. Она регулируется подбором веществ, добавляемых в воспламеняющую жидкость, и их количеством.
В ряде изданий, без ссылки на источники, опубликованы характеристики нового самолета. Если они соответствуют действительности, то Беркут, в целом находится в "весовой категории" истребителя Су-27 и его модифицированных вариантов. Передовая аэродинамика и система управления вектором тяги, должны обеспечить перспективным истребителям последователям С-37 превосходство в ближнем маневренном воздушном бою над всеми существующими или прогнозируемыми потенциальными противниками. Все другие истребители при встрече с российским Беркутом и американским "Орлом-могильщиком" имеют весьма скромные шансы вернуться на свой аэродром. Законы гонки вооружений (которая, разумеется, не кончилась после "самороспуска" СССР) жестоки. В свое время появление линкора "Дредноут" сделало морально устаревшими все ранее построенные броненосцы. Истории свойственны повторения.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Истребитель МиГ-3 Тактико-технические характеристики самолета: Год принятия на вооружение - 1940 Размах крыла - 10,02 м Длина - 8,25 м Высота - 3,5 м Площадь крыла - 17,44 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 2595 - взлетная - 3350 Тип двигателя - 1 ПД АМ-35А Мощность - 1350 л.с. Максимальная скорость, км/ч - у земли - 547 - на высоте - 592 Практическая дальность - 576 км Максимальная скороподъемность - 943 м/мин Практический потолок - 12000 м Экипаж - 1 чел
Вооружение: 1 х 12.7-мм пулемет УБС, 2 х 7.62-мм пулемета ШКАС, 6 НУРС 57-мм РС-82 или 2 х 100 кг бомбы ФАБ-100 или ФАБ-50.
МиГ-3 представлял собой одномоторный одноместный свободнонесущий моноплан с низкорасположенным крылом.
Самолет проектировался как скоростной высотный истребитель-перехватчик, но мог использоваться в перегрузочном варианте как штурмовик и легкий бомбардировщик.
Конструкция МиГ-3 смешаная: передняя часть фюзеляжа и моторама сварены из хромансилевых труб, центроплан цельнометаллический, с дюралюминиевой обшивкой, консоли крыла и хвостовая часть фюзеляжа деревянные; горизонтальное хвостовое оперение, руль поворота и элероны дюралюминиевые.
Обшивка передней части фюзеляжа состояла из пяти съемных дюралюминиевых крышек (люков) на замках. Хвостовая часть скорлупного типа, обшита пятью слоями шпона. Фонарь кабины летчика из трех частей: передней (козырька), подвижной части, сдвигающейся назад, и задней неподвижной.
Несущие поверхности: средняя часть центроплан, жестко прикрепленный к фюзеляжу, правая и левая съемные консоли крыла. Центроплан обшит листовым дюралюминием, приклепанным впотай. В нем размещаются бензиновые баки, закрепленные на стальных лентах. В задней нижней части центроплана имелись посадочные щитки-подкрылки (закрылки) типа Шренк.
В фюзеляже и центроплане располагались по два бензобака общей емкостью 640 л. Предусматривалась подвеска под крыльями двух бензобаков, которые при необходимости могли сбрасываться.
Крыло самолета цельнодеревянное. Каркас каждой консоли состоит из лонжерона, переднего и заднего коробчатых стрингеров и нервюр балочного типа. Снаружи крыло обшито пятислойной бакелитовой фанерой. Дюралюминиевый элерон конструктивно выполнен из двух половин, имеет осевую компенсацию, составляющую 14% всей его площади. Элерон обтянут полотном.
Хвостовое оперение свободнонесущее. Деревянный киль составляет одно целое с хвостовой частью фюзеляжа. Конструкция стабилизатора дюралюминиевая, обшивка полотняная. Руль поворота и руль высоты с триммерами.
Шасси самолета убирающееся, одностоечного типа с масляно-воздушной амортизацией. Его стойка шарнирно укреплена на торцевой нервюре центроплана и соединена с механизмом уборки и выпуска. Предусмотрен тросовый опускатель. Главные стойки убираются в сторону фюзеляжа и входят в ниши в носке центроплана. В убранном положении ниши шасси закрываются щитками. Для определения крайних положений основных стоек служит электрическая и механическая сигнализация (солдатики). Костыльное колесо убирающегося типа, также с масляно-воздушной амортизацией. В убранном положении закрывается щитками.
МиГ-3 имел передовое по тем временам оборудование. На нем, первом из серийных советских истребителей, было установлено кислородное оборудование. Оно располагалось в кабине и состояло из прибора КПА-3 бис, баллона на 4 л, маски со шлангом.
МиГ-3 окрашивался сверху светло-зеленой, а снизу светло-голубой краской. Красные звезды с красной окантовкой наносились с боков фюзеляжа и снизу крыла. Некоторые серии камуфлировались. Трехлопастный винт черный, матовый. Кабина внутри шарового цвета, приборная доска черная.
Вооружение МиГ-3 состояло из двух синхронных пулеметов ШКАС калибра 7,62 мм и одного синхронного пулемета БС калибра 12,7 мм. Они были установлены неподвижно в передней части фюзеляжа над мотором.
Под крыльями предусматривались две пары бомбодержателей. На внутренние подвешивались по две бомбы калибром по 100 кг, на внешние две по 50 кг.
Некоторые серии истребителей дополнительно вооружали еще двумя крыльевыми пулеметами БК конструкции Березина калибром 12,7 мм в специальных гондолах. В связи с их установкой внешние бомбовые балки снимали, а на внутренние, оставшиеся, могли подвешиваться бомбы весом от 8 до 100 кг. Летчик прицеливался через стрелковый оптико-коллиматорный прицел ПЗП-1.
Некоторые самолеты МиГ-3 вооружались реактивными снарядами РС-82.
Всего было построено более 3300 этих самолетов. В 1942 году производство МиГов было прекращено. Мощностей заводов, выпускавших двигатели, не хватало. А они нужны были для штурмовиков Ил-2, и как раз такие, что стояли на МиГах. И если в истребительной авиации кроме МиГов существовали еще ЛаГГи и Яки, то у штурмовиков дублера не было. Это обстоятельство и решило судьбу МиГа. Оставшиеся в полках ВВС самолеты использовались на фронтах до 1943-1944 годов, а в ПВО до конца войны.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Истребитель МиГ-9 Тактико-технические характеристики самолета: Год принятия на вооружение — 1946 Длина самолета — 9,75 м. Размах крыла — 10 м. Площадь крыла — 18,3 кв.м. Вес пустого самолета — 3540 кг. Максимальный взлетный вес — 5500 кг. Двигатели — 2 х ТРД РД-20. Максимальная тяга — 2 х 800 кгс. Максимальная скорость на высоте 5 км — 910 км/ч. Максимальная скорость у земли — 864 км/ч. Посадочная скорость — 170 км/ч. Практический потолок — 12800 м. Максимальная дальность полета — 1100 км.
Вооружение: одна 37-мм пушка НС-37 конструкции Нудельмана в перегородке воздухозаборника (40 снарядов) и две 23-мм пушки НС-23 в носовой части фюзеляжа под воздухозаборником (160 снарядов).
Обозначение НАТО: FARGO
МИГ-9 одноместный истребитель-среднеплан с двумя ТРД осевого типа, установленными в фюзеляже рядом под крылом и кабиной с выходом реактивных сопел под хвост фюзеляжа, т. е. схема реданная. Крыло прямое, тонкое, площадью 18,2 м2. Самолет имел еще два обозначения: И-300 и "Ф". Схема самолета была оригинальной и необычной для своего времени. Возникла она не сразу. В 1944-1945 гг. ТРД на первых истребителях устанавливались в фюзеляже или над фюзеляжем (например, Хейнкель 162), а если их было два, то в крыле (Глостер "Метеор") или же под крылом (Арадо 234, Ме-262 и др.), что сильно портило аэродинамику этих самолетов. У нас некоторые предлагали на первых порах скопировать Ме-262, чтобы, изучив его, идти дальше.
В этом духе и делался в 1945 г. первоначальный проект в ОКБ Микояна. Разработка зашла уже довольно далеко, когда по инициативе А. И. Микояна такая схема была отвергнута и весь проект стал делаться заново, с установкой в фюзеляже двух трофейных двигателей БМВ-003 (стоявших на первых опытных И-300), а потом РД-20. Один двигатель вдвое большей мощности был бы лучше, но его тогда еще не было. Трудности были тут очень большие из-за крайней тесноты размещения двигателей и сложности подхода к ним при условии всемерного обжатия миделя фюзеляжа. Однако это удалось преодолеть, крыло осталось чистым, площадь его оказалась возможным уменьшить, и вся компоновка получилась очень компактной и аэродинамичной. Самолет строился по плану опытного строительства со сроком предъявления на госиспытания 22 октября 1946 г. Этот срок был выдержан.
Конструкция МиГ-9 цельнометаллическая, в основном из дуралюмина с дополнительной защитой нижней поверхности хвостовой части фюзеляжа от горячих газов путем установки слегка гофрированного листа тонкой жароупорной стали (с просветом около 15 мм). Были введены тормозные щитки-закрылки, так как посадочная скорость была значительной - 170 км/ч и пробег достигал 1060 м. Площадь горизонтального оперения-0,206 площади крыла, а вертикального-0,147. На всех серийных МиГ-9 был введен форкиль, улучшивший жесткость конструкции хвоста и путевую устойчивость самолета. Кабина на последнем МиГ-9М - герметическая, вентиляционного типа, а сиденье - катапультируемое, на всех остальных - обычная и без катапультирования.
Вооружение: одна пушка Н-37 (40 снарядов) и две НС-23 (160 снарядов) . На первом опытном МиГ-9 стояла пушка Н-57, но в серии ее не было. Взлетная масса опытных экземпляров была в общем около 5000 кг, а с подвесными сбрасываемыми топливными баками - около 5500 кг при использовании самолета как истребителя сопровождения. Дальность соответственно 800 и 1100 км при продолжительности полета до 1 ч 45 мин, время набора высоты 5000 м соответственно 4,3 мин и 6,25 мин.
Название МиГ-9 появилось на смену первоначального И-300 после внедрения его в серию. И-301Т ({ФТ}) -учебно-тренировочный двухместный вариант, построенный вслед за основным для обучения и вывозки летчиков на таком малознакомом самолете в 1946 г. Это один из первых самолетов, на котором в СССР проводились летные испытания по катапультированию летчика (из задней кабины). Были два опытных экземпляра ФТ-1 и ФТ-2, отличающиеся формой фонаря кабины.
Первый экземпляр И-300 "Ф-1" был выпущен к весне 1946 г. и первый его полет был выполнен 24 апреля в один день с Як-15, но на три часа раньше (летчик А. Н. Гринчик). Шли доводки самолета, но 11 июля на 20-м полете Гринчик погиб, показывая самолет М. В. Хруничеву и другим руководителям. Понадобились дальнейшие работы, и первый полет второго самолета "Ф-3" состоялся только 9 августа (летчик М. Л. Галлай), а третьего "Ф-2" - 11 августа (летчик Г. М. Шиянов). На Ф-2 были в основном проведены испытания. 18 августа 1946 г. на воздушном параде в Тушино МиГ-9 уже демонстрировался (вместе с Як-15). Эти первые экземпляры самолетов серийного завода были переданы в ГК НИИ ВВС в декабре 1946 г., а в мае 1947 г. туда были переданы два опытных самолета "Ф-2" и "Ф-3".
Серийные МиГ-9 "ФС" с двигателями РД-20 (тяга 800 кгс) показали качества, не более высокие, чем опытные самолеты с БМВ-003. Была попытка поставить двигатели ТР-1 А. М. Люлька (с тягой 1350 кгс). Осенью 1947 г. был построен, но в полете не испытывался такой вариант - И-305 "ФЛ" с ТР-1А. Двигатель еще не был доведен и ломался при стендовых испытаниях. МиГ-9 {с бабочкой} - с устройством для отвода дульных газов из поля воздухозаборника. На ствол большой пушки была надета коробка-гильза с отводящими патрубками обтекаемого сечения, направленными вверх и вниз. Часть дульных газов выходила за пределы воздухозаборника. Без этого бывало, что при выстреле из 37-мм пушки двигатель глох. Этот самолет был выпущен в 1948 г. на базе серийного МиГ-9 "ФФ", когда МиГ-9 уже снимался с вооружения. МиГ-9 "ФФ" - тот же серийный, но с форсированными двигателями, не отличавшийся внешне от "ФС" с нефорсированными двигателями. МиГ-9 был наряду с Як-15 первым реактивным истребителем, принятым на вооружение, но применялся он недолго, будучи лишь промежуточным типом с прямым крылом, и вскоре сменился истребителем МиГ-15 со стреловидным крылом.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Истребитель морской авиации МиГ-13 Тактико-технические характеристики самолета: Год принятия на вооружение - 1946. Размах крыла - 11,05 м. Длина самолета - 8,75 м. Площадь крыла - 15 кв.м. Масса пустого самолета - 3028 кг. Взлетная масса, кг: — максимальная - 3930. Тип двигателя - 1 ПД Климов ВК-107Р+ ВДРК(1) Максимальная мощность – 1650 л.с. Максимальная скорость - 825 км/ч: Практический потолок - 11900 м. Экипаж - 1 чел.
Вооружение: 1 х 23-мм пушка и 2 х 12.7-мм пулемета или 3 пушки Г-20. Боевая нагрузка - 230 кг.
Миг-13 представлял собой одноместный скоростной истребитель цельнометаллической конструкции. По схеме - моноплан с низкорасположенным крылом и убирающимся шасси.
Фюзеляж конструктивно состоял из передней фермы, средней и хвостовой частей Передняя ферма - сварной конструкции из хромансилевых труб. На ней размещался мотор, а также узлы крепления пушек, патронные коробки и другие агрегаты вооружения. Средняя часть фюзеляжа клепаной конструкции состояла из набора штампованных шпангоутов с местными усилениями, четырех лонжеронов из листовой стали, переходящих в дюралевые профили, стрингеров, пола пилотской кабины и дюралевой обшивки. Непосредственно под полом проходил воздушный канал, входивший в силовую конструкцию фюзеляжа. Шпангоут, к которому крепился компрессор ВРДК, - литой Средняя часть фюзеляжа заканчивалась стальным шпангоутом, к которому крепилась камера сгорания ВРДК и хвостовая часть фюзеляжа Фонарь кабины пилота - со сдвигающейся назад центральной секцией и остеклением из плексигласа толщиной 6 мм. Хвостовая часть фюзеляжа монококовой конструкции состояла из набора штампованных дюралевых шпангоутов, лонжеронов, стрингеров и дюралевой обшивки. Она заканчивалась стальным сварным шпангоутом, на котором крепили сопловую раму камеры сгорания ВРДК.
Крыло - однолонжеронное, трапециевидной формы с местным расширением хорд у бортов фюзеляжа для увеличения строительной высоты при малой относительной толщине. В корне крыла применен профиль ЦАГИ 1А10, на конце - 1В10, в промежуточных сечениях профилировка изменялась по линейному закону. Угол поперечного «V» - 7°, угол установки крыла +Г Конструктивно крыло состояло из главного лонжерона, переднего и заднего усиленных стрингеров, нервюр и стрингеров. Главный лонжерон представлял собой двутавровую клепаную балку со стальными поясами из катаных профилей и стенки с дюралевыми стойками. Усиленные стрингеры -из листового дюраля и прессованных профилей. Нервюры - штампованные из листового дюраля, за исключением нервюры, к которой крепилось шасси, - это была стальная клепаная балка Обшивка дюралевая. Механизация крыла состояла из элеронов типа «Фрайз» и щелевого закрылка типа «ЦАГИ» Для увеличения подъемной силы при посадке к закрылкам у бортов фюзеляжа были присоединены небольшие щитки типа «Шренк» Элероны и закрылки цельнометаллической конструкции с каркасом из дюраля и обшивкой из магниевых сплавов. Площадь элеронов - 0,94 м2, углы отклонения' вверх 21', вниз 14'. Площадь щитков - 1,9 м2. Управление закрылками пневматическое, углы отклонения' 15' на взлете и 55' на посадке.
Хвостовое оперение включало вертикальный киль и горизонтальный стабилизатор, оба симметричного профиля NACA-0009 Киль по отношению к оси симметрии самолета установлен под углом Г20 в правую сторону. Площадь вертикального оперения - 2,15 м2. Площадь руля направления - 0,656 м2, углы отклонения 25°. Угол установки стабилизатора - О'ЗО Площадь горизонтального оперения без подфюзеляжной части - 2,4 м2. Площадь руля высоты -0,912м2, отклонение: вверх 30', вниз 20*. Рули высоты и направления имели 16% осевую аэродинамическую, а также весовую компенсацию и триммеры. Силовой набор оперения дюралевый, обшивка из магниевых сплавов.
Шасси с хвостовой опорой. Амортизация воздушно-масляная. Внутренний объем стоек шасси использовали как баллоны сжатого воздуха для аварийной сети. Размер основных тормозных колес 650x200 мм, хвостового металлического ролика - 170x100 мм Стояночный угол - 12' Колея шасси - 2,157 м. При уборке основные опоры шасси входили в колодцы между лонжероном и передним стрингером и, частично, в фюзеляж Основные опоры шасси, а также щитки, помимо электрических указателей положения, имели дублирующие механические У стоек шасси это были «солдатики», а у щитков - сектора, находившиеся соответственно у 6-й и 3-й нервюр крыла. Хвостовой ролик ориентировался на 78° в каждую сторону и был снабжен стопором, фиксировавшим его в полете При взятии ручки полностью на себя (последние 100 мм хода), те на режиме посадки хвостовая опора автоматически расстопоривалась. В полете она закрывалась щитком, который при выпуске хвостовой опоры убирался внутрь фюзеляжа.
Силовая установка Э-30-20 состояла из мотора ВК-107Р (редукция 0,5) и воздушно-реактивного двигателя с компрессором Максимальная суммарная мощность мотора и ВРДК составляла 2560 л.с. Воздушный винт -трехлопастный АВ-ЮП-60 диаметром 3,1 м. Продолжительность непрерывной работы ВРДК составляла не более 10 мин, причем только на боевом режиме мотора Расход бензина при этом составлял 1200 кг/ч, а удельный расход топлива на 1 кг тяги в час составлял 1,76 кг.
Управление работой ВРДК осуществляли двумя ручками на левом пульте. Его можно было включать на любых высотах и режимах полета, за исключением режима набора высоты. Запуск выполняли путем подачи топлива в блок форсуночных камер при одновременном включении бензонасоса и зажигания. Подвод воздуха к компрессору ВРДК производился через входной канал, выведенный в переднюю часть фюзеляжа. Компрессор имел две скорости вращения Привод его осуществлялся с помощью трансмиссии, соединявшей его с мотором. Переключение скоростей выполнялось автоматом переключения Э-67ВП, что позволяло несколько разгрузить пилота и предотвратить возможные ошибки. Высота переключения скоростей компрессора с 1 на 2 и обратно - 5500+500 м, а при неработающем ВРДК - 7000+500 м. Потребляемая компрессором мощность - 280 л.с. на 1 скорости и 348 л.с. на 2 скорости, к.п.д. компрессора -0,772 на 1 скорости и 0,77 на 2 скорости.
Камера сгорания ВРДК была выполнена в виде сварного кожуха из нержавеющей стали толщиной 1 мм. Форму камеры выбирали таким образом, чтобы наиболее полно использовать внутренний объем фюзеляжа, вследствие чего ее ось при виде сбоку имеет криволинейную форму. Камеру крепили фланцем к шп. №12 в средней части фюзеляжа и к последнему шпангоуту в хвостовой части фюзеляжа. Вторая точка воспринимала только вертикальные нагрузки, а в продольном направлении могла перемещаться. Стенки камеры сгорания охлаждались воздухом, который проходил в щель между стенкой и наружной дюралевой рубашкой и выходил в сопловом сечении камеры, смешиваясь с горячими газами ВРДК. Рубашку изготавливали из двух половин с разъемом по вертикальной плоскости, который после установки рубашки на камеру заваривали. В передней части камеры сгорания был установлен блок из семи форсуночных камер по семь топливных форсунок в каждой: шесть по периметру и одна в центре. В головки четырех камер встроены свечи зажигания СД-06. Заканчивались форкамеры смесителями, которые, как и сами камеры, были изготовлены из нержавеющей стали. Выходное сопло было снабжено регулируемыми створками из нержавеющей стали, позволяющими изменять площадь его сечения в зависимости от режима полета. Перекладка створок осуществлялась пневмоцилиндром автоматически в зависимости от положения сектора управления ВРДК. Площадь входного сечения камеры 25,2 дм2, площадь по максимальному сечению 50,0 дм2, площадь сопла 20,5 дмг.
Топливо разместили в трех мягких топливных баках общей емкостью 570 л. Два крыльевых вмещали по 90 л, а один фюзеляжный -390 л. Ввиду того, что питание мотора шло из фюзеляжного бака, а крыльевые находились ниже, то подача бензина в него происходила под давлением, которое обеспечивал воздух, отбираемый из воздушного патрубка мотора за приводом центробежного нагнетателя. После выработки бензина из крыльевых баков воздух поступал в фюзеляжный бак, благодаря чему повышалась высотность бензосистемы. В магистрали питания ВРДК была предусмотрена шунтовая линия с выводом в кабину пилота, которая давала возможность регулировать в полете давление топлива, подводимого к форсункам. Кроме того, в случае невыключения бензопомпы можно было прекратить доступ топлива к форсункам полным открытием шунтового крана.
Емкость масляного бака - 62 л (заливалось 48 л). Масляный радиатор - сотовый с поперечным сечением 15,5 дм2. Водяной радиатор - сотовый с сечением 40,5 дм2. Емкость системы охлаждения - 79 л.
Пневмосистема состояла из основной и аварийной. Основная система обеспечивала управление следующими агрегатами: шасси, закрылками, фюзеляжными щитками основных опор шасси и щитком хвостовой опоры, тормозами, створками сопла и запуском мотора. Для этого на самолете устанавливались два баллона объемом по 7 литров. В случае отказа основной пневмосистемы (при падении давления ниже 20 атмосфер) выпуск шасси производился от аварийной сети с запасом воздуха 6 литров. Основные и аварийные баллоны заряжали сжатым воздухом до 50 атмосфер от аэродромного источника через зарядный штуцер, расположенный на левом борту самолета. Рабочее давление а сети - 35 атмосфер. Наличие на моторе воздушного компрессора обеспечивало подкачку основных баллонов при открытом кране сети, а аварийных - автоматически.
Оборудование. Приборное оборудование состояло из 16 приборов, причем аэронавигационный комплект был установлен на откидной части приборной доски. Источниками электроэнергии являлись генератор ГС-15-500 и аккумулятор 12А5. За спиной пилота на шпангоуте №9 находилась радиостанция, в комплект которой входили приемник РСИ-6МУ и передатчик РСИ-ЗМ1. Антенна - жесткая однолучевая длиной 2,52 м. Мачту высотой 0,5 м крепили на правой стороне козырька кабины. На борту имелся сигнальный пистолет ОПШ. На левой стороне шпангоута №8 устанавливали кислородный прибор легочного типа КП-14. Кислородный баллон объемом 4 литра находился за кабиной пилота с левой стороны у шпангоута №12. Доступ к баллону осуществлялся через откидной люк в задней части фонаря.
Бронирование включало бронеспинку и прозрачные бронестекла спереди и сзади пилота.
Вооружение состояло из трех 20-мм пушек Б-20 и прицела ПБП-1А. Одна пушка стреляла через полый вал редуктора, две синхронные разместили по бокам носовой части фюзеляжа. Управление стрельбой и перезарядка -электропневматические. Боезапас составлял по 100 патронов на каждую пушку. Патронные ящики располагали в верхней части переднего отсека фюзеляжа. Стреляные звенья по рукавам выбрасывались наружу через отверстия в нижней плоскости центроплана. Гильзы мотор-пушки отводились в сборник, расположенный слева от пушки. Гильзы синхронных пушек через патрубки выбрасывались наружу в районе зализов верхней поверхности центроплана.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Сообщение отредактировал Боец - Суббота, 14.06.2008, 09:00
Фронтовой истребитель МиГ-15 Размах крыла - 10,08 м. Длина самолета - 10,10м. Длина фюзеляжа - 8,08 м. Высота самолета - 3,7 м. Площадь крыла - 20,60 кв.м. Масса пустого самолета - 3680 кг. Масса топлива - 1173 кг. Взлетная масса, кг: — нормальная - 5044. — максимальная - 5380. — с двумя ПТБ по 260 л - 5510. — с двумя ПТБ по 300 л - 5575. — с двумя ПТБ по 600 л - 6105. Тип двигателя - 1ТРД ВК-1 ОКБ В.Я.Климова. Максимальная тяга - 26.5 Кн (2700 кгс). Максимальная скорость, км/ч: — у земли - 1076. — на высоте 5000 м - 1044. Посадочная скорость - 178 км/ч. Практический потолок - 15500 м. Практическая дальность, км: — на высоте 12000 м без ПТБ - 1330. — с двумя ПТБ по 260 л - 1860. — с двумя ПТБ по 300 л - 1975. — с двумя ПТБ по 600 л - 2520. Длина разбега - 475 м. Длина пробега - 670 м. Максимальная эксплуатационная перегрузка - 8.
Вооружение
Три пушки в носовой части фюзеляжа : - одна Н-37Д (калибр 30 мм, боезапас 40 патронов, 400 выстр./мин), - две НР-23КМ (калибр 23 мм, 2х80 патронов, 800—900 выстр./мин).
Для МиГ-15 УТИ — один пулемет УБК-Э (калибр 12,7 мм, боезапас 150 патронов, 800—1000 ыстр./мин) и одна пушка HP-23.
На двух подкрыльевых пилонах вместо ПТБ возможна подвеска бомб калибра 100 и 50 кг на бомбодержателях-замках БД2-48 МиГ.
МиГ-15 - первый советский массовый реактивный истребитель. Его проектирование началось в 1946 г., первый опытный образец И-310 (С-01) совершил первый полет 30 декабря 1947 г. Первый серийный самолет впервые поднялся в воздух 30 декабря 1948 г., первые самолеты поступили в части зимой 1948 - 1949 гг., и первые строевые подразделения были сформированы в 1949 г. Постройка самолета осуществлялась на восьми российских заводах. На первом опытном самолете С-01 установлен закупленный в Великобритании двигатель Rolls-Royce Nene I (21,9 кН ), на опытных самолетах С-02 и С-03 - двигатель Rolls-Royce Nene II (22,3 кН, 2270 кгс). На серийных МиГ-15 установлен ТРД РД-45Ф, представляющий собой копию двигателя "Нин" II.
МиГ-15бис (СД) - усовершенствованный серийный вариант, отличающийся установкой двигателя ВК-1 вместо РД-45Ф, пушек НР-23 вместо НС-23, несколько измененной конструкцией планера и улучшенным оборудованием. Первый полет опытного образца состоялся в сентябре 1949 г., серийное производство началось в 1950 г.
В СССР было построено 11 073 самолета МиГ-15. Они широко экспортировались в страны Варшавского Договора, Китай, КНДР и другие развивающиеся страны, в частности в страны Ближнего Востока (Египет, Сирию). Производство одноместных вариантов МиГ-15 по лицензии было организовано в Чехословакии фирмой Аэро под обозначением S102/S103 (1473 самолета) и в Польше под обозначением Lim-1/Lim-2 (примерно 1000 самолетов), двухместного варианта - в Чехословакии под обозначением CS102 (2012 самолетов). Таким образом, во всех странах-производителях всего было построено около 15560 самолетов МиГ-15.
На первых МиГ-15 установлены гироскопический автоматический стрелковый прицел АСП-1Н с оптическим дальномером, на МиГ-15бис - прицел АСП-ЗН, обеспечивающие дальность прицельной стрельбы от 180 до 800 м при размерах цели от 10 до 35 м (АСП-1Н) или от 7 до 45 м (АСП-ЗН). На всех модификациях самолета используется фотопулемет С-13, установленный вверху носовой части фюзеляжа. На МиГ-15, кроме того имеется фотоаппарат АФА-ИМ.
Пилотажно-навигационное оборудование на МиГ-15бис включало электродистанционный гиромагнитный компас ДГМК-З, комбинированный указатель скорости КУС-1200, вариометр ВАР-75, высотомер ВД-15, указатель числа М типа М-46, комбинированный авиагоризонт АГК-47, радиополукомпас с отметчиком РПКО-10М. Вместо РПКО-10 на части самолетов МиГ-15бис используется оборудование для слепой посадки ОСП-48, установленное впервые на советском истребителе и включающее автоматический радиокомпас АРК-5 "Амур", радиовысотомер малых высот РВ-2 "Кристалл" и маркерный радиоприемник МРП-48 "Хризантема". Система ОСП-48 была установлена также на МиГ-15УТИ в модификации СТ-2, где она размещалась в носовом отсеке вместо пушки НР-23 и использовалась для обучения летчиков посадке по приборам. МиГ-15бис оснащен также радиолокационным ответчиком "Барий М" системы опознавания госпринадлежности.
МиГ-15 оборудован приемно-передающей КВ радиостанцией РСИ-6К, которая на более поздних МиГ-15бис заменена станцией РСИУ-3 "Клен". С 1952 г. в кабине МиГ-15бис устанавливался перископ заднего обзора ТС-25 или ТС-27. На МиГ-15Сбис вооружение включало лишь одну пушку НР-23, вместо двух других пушек был установлен фотоаппарат АФАБ-40/
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
Размах крыла, м: на стоянке авианосца7.80 полный 11.99 Длина, м 17.37 Высота, м 5.18 Площадь крыла, м2 42.00 Масса, кг: пустого самолета 12700 нормальная взлетная 17770 максимальная взлетная 22400 Запас топлива, кг: внутренний 5670 максимальный с ПТБ 9470 Тип двигателя 2 ТРДДФ РД-33И Тяга, кгс 2х9400 Максимальная скорость, км/ч: на высоте 2300 (М=2.17) у земли 1400 Практическая дальность, км: на малой высоте 750 на большой высоте 1650 на большой высоте с ПТБ 3000 с одной дозаправкой 5700 Максимальная скороподъемность, м/мин 18000 Практический потолок, м 17000 Длина разбега, м 110-195 Длина пробега,м 150-300 Эксплуатационная перегрузка 8.5 Экипаж, че 1
История создания
Одноместный корабельный истребитель для базирования на ТАВКР типа "Адмирал Флота Советского Союза Кузнецов" является модификацией многоцелевого фронтового истребителя МиГ-29М (степень унификации 80-85%). Разработан на ММЗ им. А.И.Микояна под руководством Генерального конструктора Р.А.Белякова в 1984 г. (главный конструктор самолет - М.Р. Вальденберг).
Первый вариант палубного истребителя МиГ-29К с катапультным взлетом и посадкой на аэрофинишер был разработан на уровне аванпроекта в 1978 г. и отличался от базового усиленным шасси, введением посадочного гака, дополнительной антикоррозионной защитой планера, увеличенным запасом топлива и измененным навигационным оборудованием. Проектирование МиГ-29К типа 9-31 со значительно измененной конструкцией и принципиально новой системой вооружения началось в 1984 г.
Первый экземпляр МиГ-29К (№ 311, 9-31/1) поднял в воздух 23.06.1988 г. летчик-испытатель Т.О. Аубакиров, 1.11.1989 г. впервые посадил машину на палубу ТАВКР "Тбилиси", а затем произвел взлет с борта корабля. В сентябре 1990 г. на испытания поступил второй экземпляр МиГ-29К (№ 312).
В августе 1991 г. начался этап Государственных испытаний МиГ-29К на корабле, который не был завершен, из-за начала серийного производства корабельных истребителей Су-27К и отказом от строительства новых авианесущих кораблей. Работы по МиГ-29К в начале 90 гг. были приостановлены. На двух опытных экземплярах МиГ-29К было выполнено в общей сложности более 420 полетов, из них около 100 - на корабле. В настоящее время МиГ-29К № 312 находится в летном состоянии. Он планировался к использованию для создания нового варианта корабельного истребителя.
Назначение
МиГ-29К предназначен для противовоздушной обороны авианосного соединения в любых погодных условиях в диапазоне высот от 30 м до 27 км, поражения самолетов и вертолетов противолодочной обороны, транспортно-десантных вертолетов и самолетов радиолокационного дозора противника, его корабельных групп, а также для прикрытия высадки десанта, сопровождения авиации берегового базирования и ведения воздушной разведки.
Особенности
Конструктивно МиГ-29К от МиГ-29М отличался рядом особенностей.
Большое внимание было уделено защите самолета от коррозии. Из-за повышенных нагрузок при посадке значительно усилены центральный бак, силовой отсек корпуса с основными опорами шасси и тормозным гаком, носовая часть корпуса в районе передней опоры шасси. В хвостовой части вместо парашютной тормозной установки размещен механизм демпфирования гака и спасаемый аварийный самописец. На верхней поверхности корпуса МиГ-29К установлен тормозной щиток площадью около 1 кв.м. Увеличена площадь стабилизатора, имеющего характерный "зуб" по передней кромке. Увеличены размах и площадь крыла до 11, 99 м и 43 кв.м. соответственно, изменилась его механизация (установлены двухщелевые закрылки с увеличенной хордой и зависающие на посадке элероны).
Для уменьшения стояночных габаритных размеров консоли крыла МиГ-29К складываются гидроприводами с управлением из кабины. В сложенном положении размах крыла составляет 7.8 м.
Стойки опор шасси имеют большую длину, увеличенный ход амортизаторов и снабжены узлами швартовки и буксировки корабельными средствами, а для размещения в убранном положении в прежних объемах корпуса имеют механизмы подтягивания. Управляемая стойка передней опоры шасси разворачивается на угол до 90 град. На ее подкосах установлен трехцветный сигнализатор для информации руководителя посадки о положении самолета на глиссаде и его посадочной скорости. Установлены новые пневматики большего давления (20 кгс/см2). Тормозной размещен под хвостовой частью корпуса между гондолами двигателей и снабжен системой выпуска, подтяга и демпфирования. Для обеспечения визуального контроля посадки на палубу в ночных условиях имеется система подсветки гака.
Комплекс бортового оборудования включает систему навигации СН-К "Узел" (для самолетовождения над морем, посадки самолета на палубу корабля и выставки инерциальной навигационной системы при волнении моря), инерциальную навигационную систему нового поколения (ИНС-84), спутниковую навигационную систему, радиотехническую систему ближней навигации и посадки, системы воздушных сигналов и цифрового вычислителя. Бортовое оборудование системы навигации может взаимодействовать с корабельными маяками. Система оснащена помехозащищенной линией передачи кодированной информации и автоматизированным встроенным контролем.
Силовая установка МиГ-29К состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей РД-33К с комплексной цифровой системой регулирования. Тяга двигателей на максимальном режиме составляет 5500 кгс, на форсаже - 8800 кгс. Предусмотренный чрезвычайный режим работы с кратковременной тягой 9400 кгс позволяет взлетать с корабля самолету с массой 17700 кг с разбегом в 105 м и массой 22400 кг – с разбегом 195 м, а также производить уход на второй круг даже после касания палубы на этапе пробега при незацеплении за трос аэрофинишера.
Многофункциональная система управления вооружением служит для всепогодного поиска, всеракурсного обнаружения, опознавания и измерения координат одиночных и групповых воздушных целей в свободном пространстве и на фоне подстилающей поверхности в условиях помех. Комплексное использование прицельных систем обеспечивает скрытный выход в атаку и применение одновременно нескольких видов оружия. Система управления вооружением автоматически обнаруживает и сопровождает до 10 целей, обеспечивает пуск управляемых ракет по четырем целям.
В кабине пилота размещается многофункциональный пульт управления, расширяющий номенклатуру используемых ракет класса "воздух-поверхность". Трехэкранная система отображения информации СОИ-29К включает индикатор на лобовом стекле (КАИ) и два многофункциональных индикатора на электронно-лучевых трубках.
Вооружение МиГ-29К размещается на девяти точках подвески: одна - между воздушными каналами двигателей и восемь - под крылом (в том числе четыре - под складывающимися частями консолей). Управляемое ракетное оружие класса "воздух-воздух" может включать 2-4 ракеты Р-27Р (РЭ) и Т(ТЭ), до 8 ракет Р-73 или РВВ-АЕ. Возможно применение ракет класса "воздух-поверхность" общего назначения Х-25МЛ и Х-29Л (Т), 4 противокорабельных ракет Х-31А и Х-35 с активными радиолокационными ГСН, противорадиолокационных ракет Х-31П и Х-25МП, корректируемых бомб КАБ-500Кр с телевизионно-корреляционной системой наведения. Могут использоваться авиабомбы, контейнеры малогабаритных грузов КМГ-У и неуправляемые ракеты. На МиГ-29К установлена встроенная 30-мм пушка ГШ-301 с боекомплектом 100 патронов.
В августе 1996 г., после четырехлетнего перерыва летные испытания МиГ-29К были начаты вновь с новым комплексом оборудования. Отработанные на нем технические решения были использованы на палубном варианте модернизированного истребителя МиГ-29СМТ. Самолеты МиГ-29К участвовали в различных выставках авиационной техники.
Максимальная взлётная масса, кг 19700 Нормальная взлётная масса, кг 15600 Масса пустого самолёта, кг 11200 Максимальная посадочная масса, кг . Масса топлива, кг 4540 л, 8340 л с ПТБ Длина пробега, м 600-870 Длина разбега, м 250-600 Крейсерская скорость, км/ч 1055 Максимальная скорость на большой высоте, км/ч 2450 Максимальная скорость у земли, км/ч 1500 Практическая дальность полёта с нагрузкой, км 310 ( радиус действия) Практический потолок, км 18000 Длина самолёта, м 15,32 Высота самолёта, м 4,73 Размах крыла, м 11,35 Площадь крыла, кв.м 38,1 Энергетическая установка 2хТРДДФ РД-33 (2х5040 кгс)
История создания
МиГ-29С является модернизированным вариантом истребителя МиГ-29. Необходимость этого была обусловлена новыми требованиями ВВС расширить возможности последнего по ведению радиоэлектронной борьбы и поражению целей уже на этапе подготовки его к серийному выпуску.
Для проведения работ в 1988-1989 гг. были переоборудовали два серийных истребителя типа "9-13". Первый (№ 405, бортовой № 05) поднялся в воздух в январе 1989 г., второй – (№ 404, бортовой № 04) – в июне 1989 г. На них отрабатывались модернизированные РЛПК-29М и СУВ-29С, применение ракет РВВ-АЕ. Так, на первом (№ 405) впервые был произведен успешный пуск двух ракет по двум воздушным целям одновременно, что подтвердило возможности новой СУВ по одновременному или последовательному пуску ракет по целям в ручном или автоматическом режиме. Испытания обеих машин завершились в сентябре 1991 г.
В 1994 г. МиГ-29С был принят на вооружение. МАПО им. П.В. Дементьева к этому времени было выпущено около 50 таких истребителей, из которых 16 были приобретены ВВС России.
Назначение
МиГ-29С предназначен для решения задач противовоздушной обороны небольших территорий, важных объектов военно-государственного значения и группировок войск.
Особенности
Самолет МиГ-29С ("9-13С") оснащен модернизированной бортовой РЛС повышенной помехозащищенности, обеспечивающей одновременный пуск 2 ракет класса "воздух-воздух", с новым цифровым вычислителем. Оптимизирован режим стрельбы из пушки по воздушным целям, расширен состав вооружения ракетами класса "воздух-воздух". С 26 град. до 28-30 град. увеличены разрешенные углы атаки. Общая эффективность истребителя МиГ-29С с одним летчиком при ведении воздушного боя, в сравнении с МиГ-29, выросла в 2,5-3,0 раза и превосходит по этому показателю самолеты F-16C и "Рафаль" на 10%, а "Мираж-2000-5" и JAS 39 "Грипен" - на 25%.
Силовая установка
Силовая установка самолета включает два турбореактивных двухконтурных форсажных двигателя (ТРДДФ, ФГУП "Завод им. В.Я. Климова") РД-33 (2х5040 кгс, 2х8300 кгс в режиме форсажа).
Бортовое оборудование
Комплекс бортового оборудования включает: систему управления вооружением СУВ-29М (радиолокационный прицельный комплекс РЛПК-29М с РЛС Н019М "Рубин-М", вычислитель Ц101М); доработанный оптико-электронный приборно-навигационный комплекс ПНК ОЭПрНК-29-1 (квантовая оптико-локационная станция, обзорно-следящий теплопеленгатор, нашлемная система целеуказания НСЦ "Щель-ЗУМ"); систему навигации СН-29 (ИНС и приемник радиотехнической системы ближней навигации); аппаратуру командной линии управления "Бирюза"; индикатор на лобовом стекле; электронный индикатор прямого видения; систему автоматического управления САУ-451-04; средства связи (радиостанция "Журавль" и др.); станцию оповещения об облучении СПО-15ЛМ "Береза" и систему выброса ложных целей ППИ-26.
Вооружение
Самолет оснащен комплексом вооружения в составе: встроенная 30-мм пушка ГШ-301 (150 патронов); УР Р-27Р, -Т, -ЭР, -ЭТ (2), Р-73, Р-73Э (до 6) или Р-60, Р-60М (до 6), РВВ-АЕ (до 6) класса "воздух-воздух"; НАР С-8 (до 4 блоков Б-8М) и С-24Б (2-4); бомбы калибра 250 и 500 кг (до 8), КМГУ (до 4). На 6 подкрыльевых и одном подфюзеляжном узлах подвески возможно размещение до 4000 кг боевой нагрузки.
Состояние
МиГ-29 производится с 1982 г., всего выпущено около 1350 машин различных модификаций. Самолеты имеются в армиях более чем в 20 стран, применялись в вооруженных конфликтах и войнах. По состоянию на 2000 г. в ВВС России имелось около 400 МиГ-29 (частично на консервации), Украины 237, Белоруссии 82, Казахстана 22, Туркменистана 22, Узбекистана 36. Большое количество самолетов эксплуатируется в 17 других государствах, в том числе 21 в США (закуплены в Молдове, к полетам пригодны 6).
МиГ-29СД - экспортный вариант для ВВС Малайзии. Оснащен радиолокационным прицельным комплексом РЛПК-29МЭ "Топаз" и оптико-электронным прицельно-навигационным комплексом ОЭПрНК-29-1Э, радиотехнической системой ближней навигации TACAN AN/APN-118, приемником спутниковой навигационной системы GPS TNL-1000, аппаратурой инструментальной посадки VOR/ILS-71, модифицированным самолетным ответчиком СО-69М, работающим совместно с западными наземными навигационными системами, ответчиком системы госопознавания COSSOR, дополнительной связной радиостанцией Р-800Л1 метрового и дециметрового диапазонов с аварийной частотой 243 МГц.
На самолете установлена система дозаправки топливом в воздухе с убирающейся штангой и трубопроводами (в выступающем обтекателе на стыке левого наплыва крыла и корпуса самолета в зоне кабины летчика). Наконечник штанги унифицирован и обеспечивает прием топлива от российского самолета-заправщика Ил-78 и от зарубежных типа КС-10, КС-130 и других. Пополнение топлива возможно во внутренние и в подвесные баки истребителя при максимальном темпе перекачки горючего 900 л/мин. Все необходимое оборудование может быть демонтировано с самолета в течение часа, при необходимости установлено вновь. Система дозаправки может быть установлена на любой модификации МиГ-29 при минимальных доработках. Поиск самолета-заправщика и встреча с ним обеспечиваются бортовой системой ближней радионавигации. После выпуска штанги-топливоприемника САУ в режиме "стабилизация при дозаправке" автоматически удерживает истребитель на необходимом расстоянии от танкера.
Год принятия на вооружение 1987 Размах крыла, м 55,7/35,6 Длина самолета, м 54,1 Высота самолета, м 13,1 Площадь крыла, кв. м 360/400 Масса, кг: максимальная взлетная 275000 нормальная взлетная 267000 при базировании на аэродроме 1 класса 185000 пустого самолета 110000 топлива 148000 Скорость полета на большой высоте/у земли, км/ч 2000/1030 Дальность полета с нормальной/максимальной боевой нагрузкой, км 13200/10500 Практический потолок, м 16000 Длина разбега при взлете/пробега при посадке, м 2200/1800 Двигатели 4хТРДДФ НК-32 Максимальная тяга бесфорсажная/форсажная, кгс 4х14000/4х25000 История создания
Работы по созданию нового многорежимного стратегического межконтинентального самолета Ту-160 были начаты в соответствии с Постановлением СМ СССР от 28.11.1967 года. Перед ОКБ П.О. Сухого и восстановленного ОКБ В.М.Мясищева была поставлена задача спроектировать и построить самолет-носитель с крейсерской скоростью на высоте 18000 м в пределах 3200-3500 км/ч и дальностью полета в этом режиме 11000-13000 км. Дальность полета с дозвуковой скоростью и боевой нагрузкой до 45 т на большой высоте (у земли) должна была составлять 16000-18000 (11000-13000) км.
К началу 70-х гг. оба ОКБ подготовили проекты четырехдвигательных самолетов разных схем с крылом изменяемой стреловидности. ОКБ А.Н.Туполева в этих работах не участвовало из-за большого объема работ по самолетам Ту-154, Ту-144, Ту-22М, Ту-142 и приступило к новому проекту лишь после оценки реального положения дел и своих возможностей в 1970 году. Вначале они велись под общим руководством А.Н. Туполева, в дальнейшем - Главного конструктора В.И. Близнюка.
На первом этапе была выбрана схема модифицированной "бесхвостки", которая использовалась для Ту-144 и Ту-244. В сочетании с силовой установкой соответствующей мощности эта схема обеспечивала гарантированное наращивание скорости полета. Но для снижения степени технического риска по новому проекту, в отличие от других ОКБ, было принято решение ограничить крейсерскую скорость на уровне М 2,3.
Вариант самолета с крылом изменяемой стреловидности имел ряд преимуществ, но увеличивал массу и усложнял его конструкцию. Главным требованием к новому самолету являлась большая дальность полета со сверхзвуковой (до звуковой) скоростью по сложному профилю с преодолением зоны ПВО на большой (у земли) высоте. Полет до зоны ПВО должен был выполняться на оптимальных высотах с дозвуковой скоростью. Дополнительным требованием была возможность эксплуатации самолета с аэродромов 1 класса.
Аванпроект ОКБ А.Н. Туполева по схеме "бесхвостка" в 1972 г. был представлен одновременно с проектами ОКБ В.М.Мясищева и ОКБ П.О.Сухого. Все три проекта как бы дополняли друг друга и представляли три взгляда на одну проблему. По результатам их рассмотрения и анализа работ в США по В-1 был выбран самолет М-18 ОКБ В.М. Мясищева, поддержанный ЦАГИ и НТС МАП. Однако ОКБ было малочисленным и не располагало необходимой производственной базой для реализации проекта. В результате задание было передано в более мощное ОКБ А.Н. Туполева, а вариант ОКБ П.О.Сухого был снят из-за высокой степени технического риска и нежелания ВВС замедлять реализацию проектов по самолетам Су-24, Су-25 и Су-27.
Кроме ОКБ А.Н. Туполева в кооперацию по созданию самолета Ту-160 с крылом изменяемой стреловидности вошло около 800 организаций и предприятий отечественного ВПК.
Два Постановления СМ СССР (от 26.06.1974 г. и 19.12.1975 г.) определили создание стратегического многоцелевого самолета Ту-160 в варианте ракетоносца-бомбардировщика с ДТРДФ НК-32 с характеристиками: практическая дальность полета с боевой нагрузкой 9000 кг на дозвуковом крейсерском режиме полета 14000-16000 км и 12000-13000 км при комбинированном профиле (участок пути 2000 км на высоте 50-200 м) полета или на сверхзвуковой скорости; максимальная скорость на большой (малой) высоте 2300-2500 (1000) км/ ч; практический потолок 18000-20000 м; нормальная (максимальная) боевая нагрузка 9000 (40000) кг; возможность применения 2 ракеты Х-45М, или 24 Х-15, или 10-12 Х-55, или 10-12 Х-15М, а также свободнопадающих и корректируемых авиабомб в обычном или ядерном снаряжении.
В 1976-1977 гг. были подготовлены эскизный проект и полноразмерный макет самолета. По эскизному проекту взлетная масса Ту-160 составляла 260 т, масса снаряженного самолета – 103 т, масса топлива – 148 т, нормальная боевая нагрузка 9 т. Габариты самолета были крупнее американского аналога В-1А. Вооружение в конечном варианте включало 12 ракет типа Х-55.
Производство первых трех самолетов началось в цехах московского ММЗ в 1977 г. Одновременно с этим на КАЗе (КАПО) шла подготовка к серийной постройке Ту-160. Первая опытная машина 70-01 готовилась для заводских испытаний и доводок, вторая (70-02) для статических испытаний, третья (70-03) считалась предсерийной машиной.
К лету 1980 г. первый самолет был частично построен и перевезен на аэродром в Жуковском, а с октября этого года на нем начались проверки систем и оборудования. Окончательно он был собран в январе 1981 г., а в ноябре того же года самолет совершил первую рулежку, в декабре – первый получасовой полет. На заводских испытаниях в феврале 1985 г. он впервые развивает сверхзвуковую скорость. Третий самолет 70-03 с полным комплектом оборудования серийного бомбардировщика взлетел в октябре 1984 г. и испытания продолжились на двух машинах. Первый и второй серийный самолеты производства КАПО совершили полет в октябре и марте 1985 г., третий и четвертый - в декабре и августе 1986 г.
К началу 90-х годов КАПО построило 34 самолета Ту-160, в т.ч. и планеры для ресурсных и прочностных испытаний. 19 самолетов Ту-160 поступили в две эскадрильи 184-го Гв. ТБАП (г. Прилуки, Украина). Один самолет был потерян в авиационной аварии весной 1987 г.
Первые две серийные машины поступили на вооружение в 184-й Гвардейский ТБАП (г. Прилуки) и впервые самолет передавался в строевую часть на опытную эксплуатацию до завершения государственных испытаний. Это было связано с производство и с 1985 г. поступлением в строевые части модернизированного самолета В-1В.
Государственные испытания Ту-160 завершились в середине 1989 г. с выполнением четырех пусков крылатых ракет Х-55 и достижением максимальной скорости горизонтального полета 2200 км/ч. Высокие летные характеристики Ту-160 подтверждены 44 мировыми рекордами.
Первым представителем Запада, кому был показан Ту-160 (бортовой номер 12, август 1988 г., Кубинка) стал министр обороны США Фрэнк Карлуччи. В июне 1989 г. в Кубинке председателю комитета начальников штабов США адмиралу Уильяму Крау был показан Ту-160 с бортовым номером 21.
Позднее Ту-160 неоднократно был показан иностранным делегациям в Кубинке, на воздушных праздниках в Жуковском и Тушино, а также на международном авиационно-космическом салоне МАКС в подмосковном г. Жуковский.
Назначение
Ту-160 предназначен для поражения важнейших целей в удаленных военно-географических районах и глубоком тылу противника при ведении боевых действий на континентальных театрах военных действий.
Конструктивные особенности
Планер Ту-160 является свободно несущим монопланом с низкорасположенным стреловидным крылом изменяемой геометрии и относительно большим удлинением, хвостовым оперением, четырьмя двигателями и трех опорным шасси. Планер создан по интегральной схеме аэродинамической компоновки, при которой корневая неподвижная часть крыла неразъемная и составляет с фюзеляжем единое целое. Это обеспечило эффективное использование внутренних объемов для размещения грузов, топлива, оборудования, уменьшило число конструктивных стыков и снизило массу планера. При его изготовлении использованы алюминиевые и титановые сплавы, композиционные материалы и стеклопластики. Широко применены клееные трехслойные конструкции.
Центральная часть планера включает в себя собственно фюзеляж, неподвижную часть крыла, встроенную балку центроплана и мотогондолы двигателей. Носовая часть фюзеляжа начинается радиопрозрачным обтекателем бортовой РЛС и служит для размещения блоков БРЭО, герметичной кабины экипажа и другого оборудования.
Экипаж из четырех человек располагается в катапультных креслах К-36ДМ, обеспечивающих покидание самолета во всем диапазоне высот полета, в том числе на земле при рулении. Спинки кресел снабжены подушками с пульсирующим воздухом для массажа. В задней части кабины имеется туалет, малогабаритная кухня и откидная койка для отдыха. Вход в кабину экипажа - через нижний люк со специального наземного трапа-стремянки. Самолеты последнего выпуска оснащены встроенным трапом.
За кабиной друг за другом расположены два унифицированных отсека длиной по 1,9 м, оснащенные встроенными узлами для подвески вооружения, системами его подъема, а также креплениями и установками электрокоммутационной аппаратуры.
В наплывной и хвостовой частях самолета размещены топливные баки, мотогондолы, ниши шасси с отсеком вооружения. Хвостовое оперение выполнено по нормальной схеме с цельноповоротным стабилизатором и стреловидностью по передней кромке 44 градуса. Поворотная часть киля имеет трапециевидную форму и обеспечивает хорошую управляемость самолетом на всех режимах полета.
Шасси выполнено по трех опорной схеме с двумя управляемыми колесами передней опоры. Основные опоры шасси с качающейся амортизационной стойкой расположены за центром масс самолета, оборудованы пневмогидравлическими амортизаторами и трехосными тележками по шесть колес. Основные опоры размещаются в небольших нишах, что обеспечивается укорачиванием стоек при уборке назад по полету, а при выпуске - раздвигаются, смещаясь во внешние стороны для увеличения колеи.
Передняя опора шасси выполнена со складывающимся подкосом, механизмом распора и оборудована двухкамерным пневмогидравлическим амортизатором телескопического типа. Она размещается в нише фюзеляжа, убирается назад по полету. Аэродинамические дефлекторы и щитки для прижатия воздуха к ВПП обеспечивают защиту воздухозаборников двигателей от попадания осадков и грязи.
Силовая установка
Ту-160 оснащен 4 двухконтурными турбореактивными форсированными двигателями НК-32 (ОКБ Н.Д. Кузнецова), который серийно выпускается с 1986 г. в г. Самара и до середины 90 гг. не имел мировых аналогов. Один из первых в мире серийных двигателей, при создании которых приняты меры по снижению радиолокационной и ИК заметности. Максимальная безфорсажная тяга - 4х14000 кгс (4х137,2 кН), максимальная на форсаже - 4х25000 кгс (4х245 кН). Двигатели попарно размещены в мотогондолах, разделены противопожарными перегородками и функционируют независимо друг от друга. Для обеспечения автономного энергоснабжения на самолете установлена газотурбинная вспомогательная силовая установка.
Общесамолетные системы
Они включают четырехканальную гидравлическую систему (рабочее давление 280 кг на кв. см); аналоговую электродистанционную систему управления с четырехканальным резервированием, обеспечивающей оптимальные характеристики устойчивости и управляемости на всех режимах полета; автоматическую систему ограничения и предупреждения о выходе на предельные режимы; систему дозаправки в воздухе типа "шланг-конус" с убирающейся в нерабочем положении штангой.
Бортовое оборудование
Ту-160 оснащен прицельно-навигационным комплексом ПРНК (обзорно-прицельная РЛС, оптоэлектронный бомбардировочный прицел, ИНС, астрокорректор, СНС); многоканальным цифровым комплексом связи, сопряженным со спутниковыми системами; бортовым комплексом обороны "Байкал" (контейнеры с ИК-ловушками и дипольными отражателями, тепло пеленгатор). В БРЭО самолета задействовано более 100 специализированных ЭВМ.
Бортовой комплекс обороны обеспечивает обнаружение и классификацию РЛС ПВО противника, определение их координат и подавление мощными активными помехами или дезориентирование ложными целями. Бомбардировочный прицел "Гроза" служит для бомбометания с высокой точностью в дневных условиях и при низком уровне освещенности.
В хвостовом конусе размещены контейнеры с ИК ловушками и дипольными отражателями. В крайней задней части фюзеляжа находится теплопеленгатор для обнаружения с задней полусферы ракет и самолетов противника.
Кабина летчиков оснащена стандартными электромеханическими приборами, в целом аналогичными установленным на Ту-22М3. Управление самолетом осуществляется при помощи ручки управления.
Вооружение
В двух внутрифюзеляжных отсеках может размещаться вооружение массой до 40000 кг. В его состав может входить 12 ракет Х-55 на двух многопозиционных ПУ барабанного типа или противокорабельные КР с радиолокационной системой самонаведения. Для поражения целей на меньшей дальности в состав вооружения могут входить до 24 аэробаллистических гиперзвуковых ракет Х-15 на четырех пусковых установках.
Бомбовое вооружение Ту-160 предназначено для поражения уцелевших после ракетного удара целей, размещается в отсеках вооружения и может включать: свободнопадающие и корректируемые бомбы калибром до 1500 кг в обычном и ядерном снаряжении, разовые бомбовые кассеты, морские мины и другое вооружение. Планируется использование высокоточных КР нового поколения с увеличенной дальностью для поражения стратегических и тактических наземных и морских целей всех типов.
Хороших людей много! они есть как среди дезертиров таки среди наёмников
Тактико-технические характеристики: Год принятия на вооружение - 2001 Размах крыла - 10,16 м Длина самолета - 12,01 м Высота самолета - 4,62 м Максимальная взлетная масса - 5690 кг Тип двигателя - 2 ТВД SNECMA Larzak Тяга - 2 х 1440 кгс Максимальная скорость - 850 (у земли) км/ч Практическая дальность - 2600 км Практический потолок - 15500 м Экипаж - 2 чел
Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с низкорасположенным прямым крылом,T-образным оперением, двумя двигателями в гондолах по бокам фюзеляжа над крылом и трехопорным убираемым шасси. В носовой части фюзеляжа расположены отсеки оборудования и передней опоры шасси. Кабина экипажа выполнена по схеме "тандем" с превышением 400 мм. и снабжена общим фонарем с большой площадью остекления и беспереплетным козырьком. Обучаемый и инструктор размещаются в кабине на облегченных катапультных креслах К-93 (К-36ЛТ) класса "0-0". За кабиной расположены топливные баки и блоки оборудования, а к бортам фюзеляжа примыкают гондолы двигателей. Нерегулируемые воздухозаборники первоначально были размещены над крылом, в 1999 году вынесены перед передней кромкой крыла, чтоупростило технологию их изготовления. В хвостовой части фюзеляжа, переходящей в киль, установлены два тормозных щитка.
Крыло трапециевидной в плане формы снабжено корневым наплывом и имеет удлинение 5.84. Механизация крыла включала предкрылки, позже замененные на отклоняемые носки, двухщелевые закрылки и элероны. В консолях крыла размещены топливные баки и ниши уборки основных опор шасси. Вертикальное оперение включает киль с рулем направления, горизонтальное оперение - стабилизатор с рулем высоты. Система управления самолетом - электродистанционная. Основные конструкционные материалы планера - алюминиевые сплавы, широко применяются также композиционные материалы.
На основных опорах шасси, убираемых в крыло по направлению к оси самолета, установлено по одному колесу размерами 660х200 мм, на передней опоре - одно колесо размерами 500х150 мм.
Силовая установка включает два ТРДД SNECMA "Ларзак" 04-R20 взлетной тягой 1450 кгс каждый. Запас топлива в количестве 1680 кг размещается в фюзеляжных баках и крыльевых баках-отсеках. Предусмотрена возможность использования подвесных баков.
Оборудование самолета 821 включает центральный процессор, индикатор на лобовом стекле, 4 цветных дисплея на жидких кристаллах MFD-55 (по два в каждой кабине), резервные электромеханические и барометрические приборы, систему видеорегистрации, инерциальную навигационную систему на лазерных гироскопах Totem 200, спутниковую систему навигации (GPS) NSS100S-1, радиотехническую систему ближней навигации и посадки TC-12B Tacan, аппаратуру радионавигации (VOR/ILS) NR 810F101, радиовысотомер ERT120, систему госопознавания SG 100D, связную УКВ-радиостанцию ERA 2000, систему речевого предупреждения "Алмаз", бортовую систему регистрации "Тестер УЗ-ЛМ".
Самолет 823 с БРЭО российского производства оснащен многофункциональным вычислительным комплексом МВК. В передней кабне установлены индикатор на лобовом стекле ИЛС-31 с системой видеорегистрации "Кадр", два цветных многофункциональных индикатора МФИ на жидких кристаллах, блок ввода программ. В задней кабине - два МФИ. Обе кабины имеют резервные электромеханические и барометрические приборы АГР-29МК8, ВР-Р, ИНП-РД, ВБМ-РПБ, УС-1-1. В состав оборудования входят инерциальная навигационная система ИКВ-802м, приемник спутниковой навигации, радиокомпас АРК-25, радиовысотомер А-053, маркерный радиоприемник А-611, связной приемопередатчик Р-833Б1, система речевого предупреждения "Алмаз", бортовая система регистрации "Тестер УЗ-ЛМ", бортовая автоматизированная система контроля БАСК-915-06, система воздушных сигналов СВС-2Ц-У, ответчик госопознавания 680.51, ответчик УВД А-511, система управления оружием. Возможно применение нашлемной системы целеуказания
30 апреля 1990 г. ОКБ им. А.И.Микояна посетил Главком ВВС А.Н. Ефимов. Наряду с просмотром текущего состояния тем он поставил новую задачу: стране нужен был новый реактивный двухместный учебно-тренировочный самолет (УТС). В январе 1991 г. командованием ВВС России был объявлен конкурс среди 4 авиационных конструкторских бюро по созданию такого самолета, который смог бы заменить широко эксплуатируемые в военных училищах самолеты чешского производства L-29 "Дельфин" и L-39 "Альбатрос". Необходимость разработки нового УТС была вызвана следующими причинами: -после распада Организации Варшавского договора и СЭВ стоимость поставки запасных частей к самолетам чешского производства, а также условия платежей стали слишком тяжелыми для ВВС России; -уровень безопасности полетов на морально и физически устаревших самолетах из-за их малой тяговооруженности, наличия лишь одного двигателя, узкой колеи шасси, нептицестойкого остекления, ограничений по режимам полета при катапультировании уже не отвечал современным требованиям; -устаревшее бортовое оборудование требовало большего количества полетов на двухместных учебно-тренировочных вариантах боевых самолетов (этап переподготовки), что приводило к росту стоимости и сроков обучения. -В связи с этим были определены основные составляющие концепции перспективного УТС: -обеспечение высокого уровня безопасности полета, в том числе при грубых посадках с повышенными скоростями; -возможность использования УТС на всех этапах подготовки летчиков: либо по полной программе обучения с первого вылета до конца курса повышенной подготовки, либо по курсам основной и повышенной подготовки (без первоначального обучения); -комплексирование подготовки летчиков, которая должна сочетать полеты на УТС с подготовкой на наземных тренажерах, в классах подготовки и контроля, а также реализация тренажных режимов на борту - создание учебно-тренировочного комплекса (УТК) на базе УТС; -возможность использования УТС для подготовки пилотов различных типов самолетов за счет репрограммирования характеристик комплексной системы управления самолетом и двигателем, позволяющего имитировать полет на самолетах с различной степенью продольной статической устойчивости, разной тяговооруженностью и приемистостью силовой установки, а также применения современной системы отображения информации, унифицированной с системами индикации существующих и перспективных боевых самолетов; -низкая стоимость часа полета, простота эксплуатации и наземного обслуживания; -возможность адаптации по составу вооружения, типу двигателя и оборудования требованиям зарубежных заказчиков; -возможность создания на базе УТС учебно-боевых и боевых модификаций, унифицированных по номенклатуре вооружения и прицельным системам с истребителями, истребителями-бомбардировщиками и штурмовиками ВВС. УТС должен был использоваться для подготовки летчиков различных видов и родов авиации вооруженных сил. По требованиям ВВС самолет должен был оснащаться двумя двигателями, обеспечивающими тяговооруженность 0.6-0.7, иметь максимальную скорость 850 км/ч, диапазон эксплуатационных перегрузок от +8 до -3 и возможность эксплуатации с грунтовых аэродромов. По характеристикам маневренности УТС не должен был уступать современным истребителям 4-го поколения. АНПК "МИГ" приступил к проектированию УТС, получившего название МиГ-АТ (Advanced Trainer), еще в 1990 г. Самолет создавался по нормальной аэродинамической схеме с прямым низкорасположенным крылом и Т-образным оперением, в силовую установку входили два двигателя АИ-25ТЛМ. Свои проекты перспективных УТС разработали также в ОКБ им. А.С.Яковлева (Як-130), АНПК "ОКБ Сухого" (С-54) и на ЭМЗ им. В.М.Мясищева (М-200). Итоги конкурса технических предложений и эскизных проектов были подведены в 1992 г., при этом комиссия заказчика рекомендовала продолжить разработку самолетов МиГ-АТ и Як-130 с целью проведения их дальнейших сравнительных испытаний. Учитывая почтенный "возраст" двигателя АИ-25, разработанного еще в 60-е гг., и отсутствие в России современной силовой установки для перспективного УТС (такие двигатели находились только в стадии разработки), в 1992 г. было заключено российско-французское соглашение о применении на самолете МиГ-АТ двигателей "Ларзак" фирмы SNECMA/"Турбомека". В том же году для повышения экспортного потенциала МиГ-АТ решено было оснастить самолет бортовым радиоэлектронным оборудованием фирмы "Секстан Авионик". Соответственно в проект самолета были внесены необходимые уточнения, после продувок изменилась компоновка хвостового оперения. Двигатели и оборудование зарубежного производства планировалось применить на первых опытных экземплярах УТС, а также на серийных машинах, которые выпускались бы на экспорт. Для российского же варианта МиГ-АТ - МиГ-УТС - позднее был разработан отечественный комплекс БРЭО нового поколения. Предусматривается и оснащение МиГ-УТС новыми российскими двигателями - РД-1700, разрабатываемыми ТМКБ "Союз" и превосходящими по характеристикам ТРДД "Ларзак". Рассматриваются и другие варианты перспективных силовых установок российской и украинской разработки. Постройка первого опытного образца самолета в варианте УТС с двигателями "Ларзак" и БРЭО фирмы "Секстан Авионик" (изд.821), получившего бортовой N81, завершилась в мае 1995 г., а первый полет на нем выполнил 16 марта 1996 г. летчик-испытатель Р.П.Таскаев. В следующем году был построен второй летный экземпляр МиГ-АТ - в учебно-боевом варианте (изд.823) с двигателями "Ларзак" и БРЭО российского производства. Первый полет на этом прототипе с бортовым N83 состоялся 28 октября 1997 г. К концу 1998 г. на двух МиГ-АТ было выполнено более 400 полетов с общим налетом свыше 210 ч. Подготовка к серийному производству самолетов МиГ-АТ была развернута в 1995 г. на МАПО.
Год принятия на вооружение - 1997 Размах крыла - 9,72 м Длина самолета - 11,49 м Высота самолета - 4,76 м Площадь крыла - 23,52 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 4500 - нормальная взлетная - 6350 - максимальная взлетная - 9000 Топливо, кг - внутренние топливо - 850-1750 - ПТБ - 600 Тип двигателя - 2 ТРД РД-35 (2 Povazske Strojarne DV-2S) Тяга - 2 х 2200 кгс Максимальная скорость - 1000 км/ч Практическая дальность - 1850 км Боевой радиус действия - 1315 км Практический потолок - 12500 м Длина разбега - 330 м Длина пробега - 530 м Экипаж - 2 чел
Учебно-тренировочный самолет Як-130 представляет собой двухместный двухдвигательный среднеплан с трехстоечным шасси. Его аэродинамическая компоновка, высокомеханизированное крыло с развитыми наплывами, цельноповоротный стабилизатор и расположение воздухозаборников позволяют выполнять маневры на больших углах атаки. Это очень важно для овладения полным потенциалом маневренных возможностей современных боевых самолетов. Развитые средства механизации крыла, высокая тяговооруженность (0,7-0,8) и трехстоечное шасси позволяют эксплуатировать самолет как на грунтовых, так и на бетонных взлетно-посадочных полосах длиной не более 1000 м. При этом длина разбега составляет 380 м, а длина пробега - 670 м. Самолет нормальной аэродинамической схемы с крыльевыми наплывами и размещенными под ними воздухозаборниками. Кабина с тандемным расположением сидений и единым фонарем. Гарантированно безопасный ресурс планера 10 000 ч. Ресурс может быть увеличен до 15 000 ч, что примерно соответствует выполнению 20 000 посадок и календарному сроку службы 30 лет.
Силовая установка. На самолет Як-130 устанавливаются ТРДД РД-35 (2 * 21,6 кН, 2 * 2 200 кгс), представлящие собой выпускаемую Словацким заводом "Поважске Строяне" модификацию ТРДД ДВ-2С Запорожского моторостроительного КБ "Прогресс", которые создавались для УТС L-59 и были переданы в Словакию для дальнейшего производства. Двигатель оснащен новой электронно-цифровой системой регулирования с полной ответственностью, его ресурс увеличен до 6 000 часов наработки. Применение на самолете такой мощной силовой установки позволяет получить лучшие характеристики базирования среди самолетов этого класса в сочетании с хорошими показателями экономичности. Кроме того, высокая тяговооруженность дает возможность выполнять маневры на больших углах атаки без потери скорости полета ниже допустимой. По желанию экспортных заказчиков могут быть установлены двигатели зарубежного производства (фирмы SNЕСМА или Гаррет). В настоящее время прорабатывается возможность установки двигателя АИ-222, разрабатываемый за собственный счет, Запорожским моторостроительным заводом, (Украина) с последующей постановкой его на серийное производство на московском заводе "Салют". Максимальная масса топлива во внутренних баках составляет 1 750 кг, нормальная - 850 кг.
Оборудование. Система управления полетом электродистанционная с возможностью репрограммирования характеристик устойчивости и управляемости для имитации поведения тяжелого самолета и маневренного истребителя. Установлены ИЛС, радионавигационная система, радиовысотомер, приемник спутниковой навигационной системы. Система управления двигателями цифровая. Основной отличительной особенностью оборудования является развитая система объективного контроля как бортовых систем, так и действий летчиков. Предусмотрен контроль видеокамерой положения рук летчиков, их глаз, внутри- и внекабинного пространства. На видеомагнитофон также постоянно идет запись информации об индикации на ИЛС. Установлены катапультные кресла К-36-3,5. Приборные доски инструктора и курсанта должны быть оснащены тремя многофункциональными экранными индикаторами (размер экрана 6 * 8 дюймов). В кабине курсанта установлен ИЛС. Возможно использование нашлемной системы визуализации и индикации.
Вооружение. На боевых модификациях на семи внешних узлах подвешиваются пушечные установки, УР, корректируемые и обычные бомбы. Управляемые ракеты класса "воздух-воздух" ближнего маневренного боя Р-73, Р-60 - 2-4 шт; Блоки Б8М-1 с неуправляемыми ракетами С-8 - 2-4 шт; бомбы и РБК калибра до 500 кг - 2-4 шт; Пушечные контейнеры УПК-23-250 с пушками калибра 23мм и боекомплектом 250 снарядов в каждом - 2-4 шт; Подфюзеляжный пушечный контейнер НСПУ-130 с пушкой ГШ-23Л калибра 23мм и боекомплектом 110 снарядов - 1 шт.
Опытно-конструкторское бюро имени А.С.Яковлева относится к ведущим предприятиям России в области авиастроения и лидирует по числу построенных по его проектам летательных аппаратов - 70 тысяч. ОКБ им Яковлева с 1992-го ведет работы по программе создания УТС Як-130 в рамках конкурса по учебно-тренировочному комплексу (УТК), проводимого ВВС России среди ведущих предприятий страны. Назначение Як-130 - обучение курсантов летных училищ решению задач: взлета-посадки, пилотирования, навигации, выполнения сложных маневров, приобретения навыков действий на предельных режимах полета, действиях при отказах АТ и ошибках летчика, выполнение полетов в сомкнутых боевых порядках днем и в условиях визуальной видимости, освоения систем вооружения и отработки основ боевого применения при действиях по наземным и воздушным целям, обучения навыкам выполнения наступательных и оборонительных маневров, характерным для самолетов 4 и 5 поколений. Обучение летного состава в центрах боевой подготовки на конкретный тип боевого самолета и освоения в полном объеме задач боевого применения. Тренировка летного состава строевых частей с целью поддержания навыков пилотирования и боевого применения в целях экономии ресурса боевых самолетов. Як-130 входит в состав учебно-тренировочного комплекса, включающего также дисплейные классы, процедурные и функциональные тренажеры разработки Пензенского КБ моделирования (ПКБМ), а также самолет Як-54 для начальной подготовки. Принципиальной особенностью УТК является единое информационное и математическое обеспечение, способствующее не только скорейшему освоению самолета, но и формированию творческого тактического мышления курсанта, способности безошибочно ориентироваться в быстротечном воздушном бою или сложной навигационной и метеорологической обстановке. Самолет предназначен для замены в ВВС стран СНГ около 1 000 устаревших УТС L-29 "Дельфин" и L-39 "Альбатрос" чехословацкого производства, которые должны быть сняты с эксплуатации к 2010 г. В конкурсе на новый УТС участвует также ОКБ им. А. И. Микояна. Разработка программы учебно-тренировочного комплекса для отечественных ВВС определена необходимостью полной замены парка УТС чехословацкого производства L-39, находящихся в летных училищах, создания комплексной технической системы, обеспечивающей эффективную подготовку летного состава, а также создания конкурентоспособного технического продукта с широкими экспортными возможностями. Современное обучение различает несколько стадий, таких как профессиональный отбор, основная или базовая подготовка, продвинутая ступень и переход к боевому применению. Все они постепенно повышают уровень подготовки курсанта. Обучение заканчивается готовыми к бою летчиками, способными управлять современным боевым самолетом. Анализ характеристик боевых самолетов показал, что начиная с 1950-х, у машин третьего и четвертого поколений непрерывно повышались летные характеристики, перегрузки, качество оборудования, расширялись возможности выполнения боевых задач, совершенствовались оружие и тактика его применения, а также взаимодействие связей "человек-самолет". Перспективное обучение должно предусматривать более высокий градиент повышения летной квалификации, чем существующая система, что экономит время и средства для подготовки летчиков требуемой квалификации или увеличивает уровень подготовки при фиксированных затратах. Философия обучающего комплекса Як-130 сводится к достижению боеготовности летчика на двух типах УТС, На поршневом Як-152 отбирают кандидатов, пригодных для овладения профессией летчика. Основное обучение и подготовка к боевому применению предлагается проводить на Як-130. покрывая значительную часть программы, которая раньше осуществлялась на двухместном боевом самолете. При этом требования к комплексу ВВС России и международного рынка удовлетворяются данным предложением. Выбранная концепция позволяет на базе Як-130 создать целый ряд модификаций, начиная с простейшего учебно-боевого и заканчивая специализированным легким ударным самолетом, а также учебных самолетов палубного базирования и других назначений. Боевые варианты Як-130 превосходят самолеты аналогичного класса. Например, боевой радиус вдвое больше, чем у Хоук 100 при прочих равных условиях. Максимальная боевая нагрузка - 3000 кг, потребная ВПП- 1000 м. Использование Як-130 в учебно-боевых целях позволит экономить ресурс основного парка истребителей, таких как Су-30МКИ и МиГ-29К. Учебно-тренировочный комплекс Як-130 позволяет подготовить пилота практически для любого самолета четвертого и пятого поколений, включая семейства Су-30 и МиГ-29, "Мираж", "Хариер", F-15, F-16. Еврофайтер "Тайфун", F-22, JSF. С нашей точки зрения, Як-130 рационален для использования в ВВС России и таких стран, как Индия, Китай, Вьетнам. Перспективная система обучения обладает повышенным показателем критерия "стоимость - эффективность". Основными требованиями ВВС России к самолету, как к компоненту комплекса, были следующие: оснащение машины двумя двигателями, отличные взлетно-посадочные характеристики, высокая тяговооруженность {между УТС предыдущего поколения и истребителями), полет на больших углах атаки, современный комплекс бортовою оборудования. Предусмотреть репрограммирование характеристик устойчивости и управляемости, значительный ресурс планера, высокую надежность в эксплуатации и хорошую ремонтопригодность. Одновременно в ОКБ им. А.С.Яковлева рассматривались и требования международного рынка, повышающие экспортный потенциал разрабатываемого комплекса. Они включали повышенные скорость, потолок и характеристики установившегося и неустановившегося разворота, высокую скороподъемность, уменьшенные вес и размеры, низкую стоимость жизненного цикла, большие возможности по обучению управлением вооружением и использование машины в качестве легкого боевого самолета. На этой базе сформировали критерии проектирования, которые сводились к следующему: превосходные характеристики на малых скоростях полета, высокие летно-технические характеристики, тяговооруженность и маневренность (должна быть сопоставима с аналогичными параметрами истребителей четвертого и пятого поколений), хорошая управляемость на углах атаки до 35°. эксплуатацию с грунтовых ВПП длиной не более 1000 м и поэтапного обучения путем репрограммированности характеристик устойчивости и управляемости через современный комплекс бортового радиоэлектронного оборудования с возможностью решения имитационных задач. Использование реального вооружения с моделированием его применения, большой ресурс планера. Для реализации имитации полетных ситуаций требовался самолет с соответствующими аэродинамическими характеристиками как на низких, так и околозвуковых скоростях, с современными двухдвигательной силовой установкой, конструкционными материалами, катапультными креслами класса "0-0". Требовались система дистанционного управления с возможностью репрограммирования. Необходимо было обеспечить имитацию боевой ситуации и целеуказания, встроенный полный контроль за состоянием систем, современные средства наведения на наземные и воздушные цели, индикатор на лобовом стекле и нашлемный индикатор, разместить девять точек внешних подвесок. Сравнение Як-130 с предшественниками показало, что он является новой эволюционой ступенью, что это самолет нового поколения. Внешний вид Як-130 приближается к облику истребителей четвертого, пятого поколения. Он представляет собой моноплан нормальной схемы с высокомеханизированным крылом, цельноповоротным стабилизатором, с воздухозаборниками, расположенными под развитыми наплывами, и обеспечивающими хорошие характеристики на больших углах атаки. Самолет имеет однокилевую схему и постоянные точки подвески ракет "воздух-воздух" на законцовках крыла. По характеристикам скороподъемности в сравнении с существующими УТС и истребителями Як-130 занимает промежуточное место. Это говорит о более близкой к истребителям энерговооруженности. Як-130 обладает значительно большей областью установившихся разворотов и лежит более близко к аналогичным показателям истребителей, чем таких УТС, как "Хоук", "Альфа Джет" и "МВ-339"- Перегрузка на вираже у Як-130 (без подвесок с 50% топлива) превышает пятикратную на скорости, соответствующей числу М=0,8. При скорости, соответствующей числу М=0,6, угловая скорость разворота приближается к 14 град./ с. Энерговооруженность и маневренность УТС при меньших скоростях повторяют аналогичные параметры истребителей. Взлетные характеристики Як-130 приближаются к современным модернизированным истребителям. Техническое обслуживание в целом составляет около двух человеко-часов на час налета. Маневренные характеристики в дозвуковом диапазоне скоростей полета соответствуют самолетам четвертого поколения (МиГ-29, Су-27). Система дистанционного управления по курсу, крену и тангажу обеспечивает полет со степенью неустойчивости до 7%. Силовая установка Як-130, помимо ТРДД РД-35, может состоять из АИ-225-2.5. Стендовая тяга каждого двигателя - 2500 кгс, удельный расход топлива - 0,59 кг/кгс.ч. Ресурс двигателя: межремонтный - 2000 час, полный - 6000 час. РД-35 является развитием двигателя ДВ-2. применяемого на чешских УТС L-39MC и L-59. Его будут выпускать на НПО "Завод имени В.Я.Климова" в России и "Поважске-Строярне" в Словакии. Двигатель АИ-222-2,5, который будет производиться на Украине и в России на совместном предприятии, разработки Запорожского КБ "Прогресс". Вспомогательная силовая установка для обеспечения автономного базирования рассматривается в вариантах ТА-14 российского производства и чешского "Сапфира". Топливная система с единым баком и с одной централизованной точкой заправки - закрытого типа с наддувом. Комплекс бортового радиоэлектронного оборудования построен по открытой архитектуре, включающий вычислительное ядро из двух ЭВМ, резервирующих друг друга, с построенной на стандарте 1553 трехканальной системой мультиплексного информобмена. Кроме этого, в него входят многофункциональные пульты управления и цветные индикаторы, система аварийных сигналов, пульты управления систем автоматического и дистанционного управления, связное оборудование, устройства управления общесамолетной аппаратурой, диагностикой и тестированием, системы управления двигателем, оружием и прочее. Компоновка обеих кабин практически одинакова с использованием трех индикаторов без электромеханических резервных приборов, роль которых в отказных случаях выполняет один из индикаторов. Информационные поля кабин максимально приближены к истребителям четвертого-пятого поколений и могут быть адаптированы к имитации практически любого самолета путем изменения информационных форматов. Благодаря основным преимуществам, которые дают высокие тяговооруженность, перегрузка установившегося виража и скороподъемность, а также перспективное информационное управляющее поле кабин, эффективность выполнения учебных задач выше, чем у комплексов с самолетами "Хоук" 100, L-159 и "Альфа Джет". Соответственно на 18% и 16%, Самолет допускает подвеску оружия класса "воздух-воздух" с инфракрасными системами наведения, "воздух-земля" с лазерным электронно-оптическим наведением, пушечных контейнеров управляемых снарядов различного калибра, авиационных бомб калибра 500 кг., кассетных боеприпасов и лазерных телевизионных систем наведения кассетном исполнении с общим весом 3000 кг. Самолет может нести как российское, так и западное вооружение. Радиус действия в случае применения машины с переменным профилем полета - 890 км, по низковысотному профилю 463 км с боевой нагрузкой 500 кг. Предусмотрена возможность модификаций самолета в палубный вариант способный эксплуатироваться с авианесущих кораблей четвертого и пятого проектов российской постройки. 26 апреля 1996 года шеф-пилот фирмы Андрей Синицын впервые поднял самолет в воздух со взлетной полосы Летно-исследовательского института. В ходе первого 32-минутного полета достигнута скорость 350 км/ч на высоте 2 000 м, имитировался заход на посадку с выпуском тормозного щитка, а также осуществлен проход над аэродромом на высоте около 200 м с последующим разворотом на предпосадочную "коробочку". В последующих испытаниях были подтверждены заявленые ЛТХ и ВПХ, показана возможность управляемого полета до углов атаки 42 градуса, что является уникальным достижением для машин этого класса. Выполнено 300 испытательных полетов, в том числе программа совместных специальных испытаний с ГНИКИ-8 ВВС РФ. Самолетполучив одобрение ГЛИЦ ВВС им. В.П.Чкалова. Подтверждены и продемонстрированы в полном объеме высокие летно-технические характеристики, заявленные в проекте. Спустя четыре года завершился выпуск серийной документации на машину. В 2003-м планируется постройка двух опытных УТСов и полная подготовка серийного производства. В 2005-м ожидаются первые экспортные поставки с темпом выпуска до 10 самолетов в годи начало серийного производства Як-130 для ВВС России. С момента принятия решения о конкурсе прошло много времени и произошла реорганизация ВВС. В частности, из 13 летных училищ осталось три, что привело к резкому сокращению налета, и темпы вывода из эксплуатации L-39 оказались ниже, чем предполагалось. В итоге существующий парк этих машин, по оценкам эксплуатантов, удовлетворит потребность ВВС до 2015-го. В то же время, учитывая опыт локальных вооруженных конфликтов, возникла потребность в легком ударном самолете (ЛУС), а также необходимость в подготовке курсантов и строевых пилотов по применению управляемого оружия на двухместных легких учебно-боевых самолетах, имеющих на порядок меньшие эксплуатационные затраты, чем существующие и перспективные боевые машины. Использование предложения OKБ имени А.С.Яковлева о проведении опытно-конструкторских работ за счет собственных средств с незначительным бюджетным финансированием позволило бы с высокой степенью вероятности завершить через два года учебно-боевой и легкий ударный самолет для российских ВВС. 30 мая 2003 г. на заводском аэродроме Нижегородского авиастроительного завода "Сокол" состоялось торжественное событие. Впервые в истории новой России состоялась выкатка серийного боевого самолета. Не очередной, пусть очень глубокой, модификации самолета, созданного во времена Советского Союза, а самолета, с нуля спроектированного в России. Главным героем стал свежеокрашенный Як-130. О важности события для ВВС России говорит присутствие на выкатке Главнокомандующего ВВС генерал-полковника Владимира Михайлова, Главком не просто прилетел посмотреть на новый самолет со стороны. В кабине Яка генерал провел довольно много времени. Главному конструктору самолета К.Ф. Поповичу и старшему летчику-испытателю фирмы Р.П. Таскаеву пришлось отвечать на многочисленные вопросы. Первый полет намечено произвести с аэродрома НАПО "Сокол" осенью этого года. Сдвиг по срокам (окончание сборки первого прототипа намечалось на 1-й квартал 2003 г., начало летных испытаний - на 2-й квартал 2003 г.) связан с задержкой поставки двигателей АИ-222 из Запорожья. На 2003 г. запланирована постройка четырех самолетов: двух летных экземпляров, по планеру и основным системам полностью идентичных будущим серийным машинам; одного - для прочностных испытаний и одного - для ресурсных. Не исключается возможность достройки ресурсной машины как летной. Такое решение ОКБ им. А.С. Яковлева согласовало с ВВС, вопрос в финансировании. Выход на испытания сразу трех самолетов мог бы значительно приблизить срок поступления УТС в войска. Серийная машина внешне довольно заметно отличается от демонстратора. Прежде всего, бросается в глаза конический радиопрозрачный носовой конус. Переделка носовой части фюзеляжа связана с требованием по установке на самолет РЛС. В корне крыла отсутствуют небольшие вертикальные поверхности. Эти "зубцы" в свое время были навязаны аэродинамиками фирмы МАККИ - единственный, кстати, вклад итальянцев в формирование внешнего облика Як-130. Специалисты ОКБ им. А.С. Яковлева изначально сомневались в необходимости этих поверхностей, испытания эти сомнения полностью подтвердили. Характеристики "зубцы" не улучшили, поэтому на серийных самолетах от них отказались. Фактически заново сделана кабина серийной машины. Приборное оборудование построено на основе многофункциональных цветных жидкокристаллических индикаторов. Примечательно, что не предусмотрена установка резервных приборов шкального типа. Сама кабина поражает элегантностью и аскетичностью. Минимум приборов - как раз следствие полного перехода на электронную индикацию. Серийный Як-130 будет экспонироваться на стоянке сначала в Ле-Бурже, а затем на МАКСе. На МАКС'е яковлевская фирма покажет не просто УТС Як-130, а целый комплекс подготовки летчика, в который входят самолет первоначального обучения Як-52М, дисплейный класс, тренажер и собственно Як-130. Конкурс на самолет первоначального обучения выиграла фирма Сухого, однако самолет Су-49 пока в небо не поднимался. "Яки", не ставя под сомнение победу "сухих", предлагают Як-52М в качестве "промежуточной" машины, до начала поступления в авиационные училища Су-49. Самолет-демонстратор Як-130Д в настоящее время не летает - опять проблема с двигателями. На Як-130Д стояли словацкие DV-2S. Движки выработали ресурс, поступление новых задерживалось по различным причинам. К концу лета самолет будет приведен в летное состояние. На нем предполагается провести испытания кислорододобывающей станции, впервые установленной на российском учебно-тренировочном самолете. На 2004 г. намечена постройка семи Як-130, возможно, некоторые из них будут переданы в один из авиационных институтов ВВС России. Большой интерес к самолету проявляют летчики Авиационной группы высшего пилотажа и летной подготовки "Небесные Гусары". Появление Яка с гусарским ментиком на фюзеляже могло бы сделать хорошую рекламу машине. Работы по программе Як-130 ведутся в рамках госконтракта, заключенного с ОАО "ОКБ им. А.С. Яковлева", самолет объявлен победителем конкурса ВВС РФ на учебно-боевой самолет. Тем не менее у Яка остается конкурент - МиГ-AT. Вопрос о современном УТС для российской авиации не только давно назрел - он давно перезрел. Если же будет продолжаться подковерная борьба за уже объявленную победу, то молодые летчики не скоро сядут в кабины серийных Яков или МиГов. К сожалению, аналогию найти легко - долгие годы идет борьба вокруг боевых вертолетов Ка-50 и Ми-28. В результате - оба устарели (в исходных вариантах) за время споров, а строевые части вооруженных сил не получили ни одного вертолета. Ситуация в отношении Як-130 и МиГ-АТ может оказаться еще более серьезной. Ка-50 и Ми-28 - изделия советской промышленности. Як и МиГ - результат международной кооперации. Причем глубина этой кооперации существенно различается. После выхода Италии из программы, Як-130 можно считать российским самолет с украинским акцентом, МиГ-АТ - паритетный российско-французский самолет. На Яке уже стоит российское бортовое оборудование, на МиГ-АТ - борт французский. Двигатель Яка - российско-украинский (или украинско-российский, как кому нравится), МиГа - французский. Таким образом, в случае продавливания МиГа на вооружение, ВВС получат самолет с западным БРЭО и западным двигателем, изготовление и эксплуатация которых будет стоить по западному. Это путь тупиковый хотя бы по сугубо финансовым мотивам, замена же оборудования и двигателей на российские потребует времени. Выгода от экспорта МиГов также будет меньше, чем от продажи за рубеж Яков. Разовые выплаты, конечно, получат все участники проекта, но вот дивиденды от эксплуатации поделят между собой разработчики и изготовители БРЭО и двигателей, то есть -французы. Значит ли, что МиГ хуже, чем Як? Нет, не значит. Просто, если решение принято - его надо выполнять. Победил Як-130, а приведенные выше аргументы - лишний довод в пользу ускорения программы. Можно ведь досоревноваться и до того, что не на чем станет учить летать молодых. Может сложиться впечатление, что показанный 30 мая в Нижнем Новгороде само лет преждевременно назвали серийным. На самолете действительно нет ряда систем, хотя бы РЛС, но "по железу" - он не отличается от серийного. Пилотажно-навигационный комплекс, приборное оборудование кабины также соответствует серийной машине. Это уже не демонстратор. Сравните с программой чисто итальянского якобы Як-130. После цивилизованного развода, связанного с выходом фирмы АэроМАККИ из программы, итальянцы работают над своим проектом MB.346. Внешне самолет похож на Як-130 как брат-близнец, но внутри -это совершенно иной самолет. На нем предполагается установить американские двигатели - пришлось переделать узлы крепления движков и откорректировать обводы задней части фюзеляжа. Итальянцы внесли существенные изменения в конструкцию крыла. Поставщики, понятно, будут у фирмы АэроМАККИ отнюдь не российские. Отсюда - необходимость полной замены гидравлики, топливной системы и т.д. и т.п. Между тем широко распространено мнение о том, что итальянцы за копейки купили права на Як-130. Действительно купили, но не за копейки и не права, а техническую документацию, только Як-130 они делать все равно не стали. Фирма АэроМАККИ планирует поднять в воздух до конца года первый MB.346. Между тем пока не выбраны поставщики бортовых систем и агрегатов, шасси для серийных машин. Значит, по составу оборудования первая машина будет сильно отличаться от серийных. Всего до начала серии планируется изготовить четыре летных прототипа. Лишь два последних, возможно, будут по составу оборудования соответствовать серийным. То есть - две первые машины являются демонстраторами концепции в чистом виде. Демонстратор Як-130 поднялся в воздух в 1996 г. В какой-то степени год 2003 для инженеров фирмы АэроМАККИ можно считать годом 1996. У них на аэродроме - демонстратор, у нас -серийная машина. В настоящее время Корпорация «Иркут» завершает летные испытания первого серийного образца учебно-тренировочного и легкого учебно-боевого самолета Як-130. В ноябре 2004 года планируется поднять в воздух второй серийный самолет, а в следующем году к испытаниям подключится третий летный образец. Кроме того, в статических испытаниях используется еще два самолета. Весь цикл статических и летных испытаний будет завершен до конца 2005 года. Як-130 может не только "поставить на крыло" авиационные институты ВВС, но и вдохнуть жизнь в заводские корпуса "Сокола". Могучий завод, выпускавший в массовом порядке такие сложнейшие авиационные комплексы, как МиГ-25 и МиГ-31, сегодня почти не строит самолетов. Як-130-му вполне по силам оказаться тем локомотивом, который вытащит завод из забытья.
Размах крыла - 16,4 м Длина самолета - 15,95 м Высота самолета - 5,06 м Площадь крыла - 47,47 кв.м Взлетная масса, кг - нормальная взлетная - 13500 - максимальная взлетная - 15000 Тип двигателя - 1 ТВД ТВ-2М Тяга - 6250 кгс Максимальная скорость - 760 км/ч Практическая дальность - 2190 м Практический потолок - 11600 м Экипаж - 2 чел
Обозначение НАТО: BOOT
Самолет «91» - двухместный пикирующий бомбардировщик-торпедоносец с одним ТВД типа ТВ-2М. Предназначался для действий с ограниченных взлетно-посадочных площадок в прибрежных районах, акваториях морей и океанов, окружавших СССР, по надводным кораблям и подводным лодкам противника, а также для отражения морских десантных операций.
В соответствии с этим самолет «91» мог выполнять:
- бомбометание с пикирования по подводным и малоразмерным целям;
- торпедометание по надводным кораблям;
- штурмовые действия по живой силе десанта и по высадочным плавсредствам;
- бомбометание с горизонтального полета по морским целям и целям во фронтовой полосе.
Ударное вооружение самолета, обеспечивавшее выполнение этих операций, размещалось на внешних узлах подвески под фюзеляжем и крылом. Система вооружения обеспечивала размещение 1200-1500 кг бомб в различных вариантах - трех реактивных торпед типа PAT-52 или одной обычной торпеды в низковысотном варианте типа 45-36МАН или в высотном варианте типа 45-36МАВ с парашютом. Предусматривалась подвеска авиационных морских мин массой 500 и 1500 кг.
Для обеспечения штурмовых действий в двух подвесных контейнерах могли размещаться восемь НУРС типа ТРС-212 или 36 штук ТРС-132, или 120 штук ТРС-85. Штурмовой удар одного самолета «91» по своей эффективности соответствовал бортовому залпу тяжелого крейсера с восьмью орудиями калибра 203,2 мм.
Для защиты экипажа от наземного огня передняя часть фюзеляжа, где находилась кабина экипажа, представляла собой бронекорпус, выполненный из сплава АПБА-1 толщиной от 8 до 18 мм. Сочетание стальной брони, алюминиевой брони и бронестекол позволило обеспечить необходимую защиту экипажа при очень малой массе брони (550 кг).
Главной особенностью самолета было использование ТВД типа ТВ-2М (эквивалентная мощность 6250 э. л. с, планировалось довести ее в будущем до 7650 э. л. с), установленного позади кабины экипажа. Редуктор, стоящий в носовой части фюзеляжа, приводился во вращение с помощью длинного вала, проходящего через кабину экипажа между рабочими местами летчика и штурмана. Редуктор вращал два соосных винта, крутившиеся в противоположные стороны. Забор воздуха к двигателю был сделан спереди снизу. Выхлопные газы выводились в стороны по бортам фюзеляжа через раздвоенное выхлопное сопло.
Интересным конструктивным элементом были основные стойки шасси, имевшие рычажную подвеску колес. При уборке ноги не только поворачивались вбок, убираясь в центральную часть крыла, но и поджимались при этом, занимая в убранном положении очень мало места. Учитывая сравнительно небольшие максимальные скорости, для самолета выбрали прямое крыло. Однако для уменьшения вредной интерференции и обеспечения необходимого объема центральной части крыла для размещения в ней шасси ей придали стреловидность по передней кромке 20°.
Установка ТВД, малые удельные нагрузки на крыло и хорошие аэродинамические характеристики позволили получить большой эксплуатационный диапазон скоростей, хорошие взлетно-посадочные характеристики, дальность полета 2100-2350 км без наружных подвесок и 1600-1900 км при максимальной боевой нагрузке.
Самолет «91» был приспособлен для скоростного пикирования (скорость пикирования 700-750 км/ч) и для заторможенного с помощью воздушных винтов (скорость пикирования 500-550 км/ч). Заторможенное пикирование позволяло применять самолет на очень малых высотах с выходом на бреющий полет.
При небольшой взлетной массе и сравнительно малых размерах самолет «91» позволял решать очень важные тактические задачи непосредственной поддержки соединений армии и флота.
Планер самолета - цельнометаллический моноплан с низкорасположенным крылом. Крыло самолета состояло из следующих основных частей: центроплана размахом 2,2 м, имеющего стреловидность в плане по передней кромке 19° 12'45" и поперечное V=0; двух отъемных частей крыла, имеющих стреловидность в плане 8°1'30" и поперечное V = +5° 23' 30". Задняя часть крыла была занята по всему размаху закрылками и элеронами. Закрылки щелевые, выдвигавшиеся назад по дугообразным рельсам. Максимальный угол отклонения закрылков 40°. Конструкция крыла выполнялась из сплава В-95 и Д16ТНВ.
Фюзеляж полумонококовой конструкции. В передней его части располагалась кабина экипажа, устанавливались двигатель, передняя стойка шасси, два топливных бака, масляный бак и всасывающий воздушный канал двигателя, идущий от носка фюзеляжа. В хвостовой части фюзеляжа размещались хвостовое оперение, кормовая дистанционная пушечная установка, выхлопные трубы двигателя, четыре топливных бака и основное оборудование.
В конструкцию кабины для защиты экипажа от осколков зенитных снарядов была введена бронеобшив-ка из плит толщиной от 8 до 16 мм из материала АПБА-1. Общая масса брони - 568 кг. В конструкции фюзеляжа широко применялось литье из магниевого сплава МА-5 (каркас фюзеляжа, крышки фонаря и несиловые детали конструкции), а также сплав В-95 и Д16ТНВ. Для установки и демонтажа двигателя сверху фюзеляжа имелся большой люк. В передней части имелись три специальных триплексных стекла в фонаре летчика и два специальных триплексных стекла внизу, справа и слева. Фонарь кабины экипажа выполнялся из органического стекла, кроме вышеуказанных триплексных стекол, с правой и левой откидными крышками.
Хвостовое оперение стреловидное. Угол установки стабилизатора можно было менять на земле. Рули высоты и поворота имели осевую компенсацию и триммеры.
Система управления самолетом жесткая. Проводка управления рулями высоты и направления двойная. Проводка управления элеронами двойная по фюзеляжу и одинарная по крылу. Триммер правого руля высоты имел тросовое управление и дублирующее электрическое. Триммер правого руля высоты был связан с системой автомата пикирования. Триммер руля направления имел электрическое управление и одновременно работал как флетнер. На правом и левом элеронах устанавливались флетнеры, кроме того, флетнер левого элерона мог работать как триммер от электромеханизма. Система управления самолетом оборудовалась механизмом стопорения рулей на стоянке. Управление закрылками осуществлялось при помощи винтовых подъемников шарикового типа, приводимых в действие через общую трансмиссию от электромеханизма.
Шасси самолета выполнялось по трехколесной схеме. Главные стойки шасси устанавливались на центроплане и убирались в него по размаху в сторону фюзеляжа. Размер основных колес 1050x300, давление в пневматиках 7 кг/см2. Передняя стойка шасси располагалась под кабиной экипажа и убиралась назад по полету. На передней стойке шасси устанавливались два колеса 570х 140 с давлением в пневматиках 6 кг/ см2. Для обеспечения маневрирования самолета на земле при рулежке передняя нога шасси была сделана управляемой от гидросистемы. В хвостовой части фюзеляжа имелась убирающаяся предохранительная пята. Управление уборкой и выпуском шасси гидравлическое, аварийный выпуск шасси воздушный от пневмосистемы.
Гидравлическая система самолета предназначалась для:
- управления поворотом передней ноги;
- управления тормозами колес;
- управления уборкой и выпуском шасси;
- управления выпуском и уборкой блоков реактивных снарядов.
Система работала от гидронасоса, установленного на двигателе, нормальное давление в системе было 80 кг/ см2.
От пневматической системы приводились в действие:
- системы пневмоперезарядки пушек;
- аварийный выпуск шасси;
- сброс крышек фонаря экипажа;
- установка глубины хода торпед PAT;
- управление кранами антиобледенительной системы.
Система питалась от компрессора, установленного на двигателе, рабочее давление в системе 150 кг/ см2.
Силовая установка самолета состояла из турбовинтового двигателя ТВ-2М с соосными трехлопастными винтами АВ-44 диаметром 4,4 м (разработки ОКБ-120);
Газотурбинная часть двигателя соединялась удлиненным валом с планетарным редуктором, приводившим в действие два соосных винта.
Топливная система самолета вмещала в себя до 3410 кг топлива (керосин Т-1). Топливо размещалось в шести фюзеляжных и центропланных мягких топливных баках. Смазка двигателя осуществлялась масляной системой. Маслорадиатор с воздухозаборником находился в левой части центроплана.
Противопожарная система самолета включала в себя систему заполнения топливных баков нейтральным газом, системы тушения пожара в отсеках топливных баков и системы тушения пожара в отсеках двигателя. Системы автоматические углекислотные.
Самолет оборудовался катапультируемыми сиденьями экипажа, которые обеспечивали вертикальную скорость покидания самолета 20-22 м/с при перегрузке 16. Кресла имели защитные шторки, предохранявшие лицо летчика и штурмана от воздушного потока.
Пилотажно-навигационное оборудование самолета состояло из:
- автоматического радиокомпаса АРК-5;
- дистанционного гиромагнитного компаса ДГМК-ЗМ;
- радиовысотомера малых высот РВ-2;
- электрического гирополукомпаса ЭГПК-48;
- двух авиагоризонтов АГИ-1;
- указателей скорости КУС-1200;
- указателей высоты ВД-17;
- вариометра ВАР-ЗО-3;
- навигационного индикатора НИ-50Б.
Радиосвязное оборудование самолета включало в себя:
- KB радиостанции РСБ-5;
- УКВ радиостанции РСИУ-3;
- самолетное переговорное устройство СПУ-5.
Радиолокационное оборудование самолета было таким:
- аппаратура опроса и опознавания «Узел»;
- радиодальномер кормовой пушечной установки «Гамма»;
- подвесная радиолокационная станция «Курс».
Системы самолета питались от двух генераторов постоянного тока типа ГСР- 12000В, в буфер к генераторам была включена аккумуляторная батарея 12САМ-25. Переменный ток обеспечивали два преобразователя ПО-1500, один основной, второй - резервный. Самолетная сеть выполнялась однопроводной.
Для контроля результатов бомбометания в хвостовой части фюзеляжа на качающейся установке монтировался аэрофотоаппарат типа АФА-БА/40Р.
Самолет оборудовался кислородной системой высокого давления. У летчика и штурмана имелись кислородные приборы типа КП-16 и парашютные приборы типа КП-23. Системы питались от шести баллонов, установленных в хвостовой части фюзеляжа.
Передние кромки крыла, оперения и воздухозаборники двигателя имели воздушно-тепловую противообледенительную систему с отбором горячего воздуха от компрессора двигателя. Передние смотровые стекла летчика и штурмана, а также нижние стекла оборудовались электрообогревом. Лопасти винтов защищались от обледенения жидкостной системой. На переднем смотровом стекле летчика стоял «дворник», на который подавался антифриз.
Пушечное вооружение самолета состояло из трех пушек ТКБ-495А (АМ-23). Две пушки для стрельбы вперед устанавливались в консолях крыла, боезапас - 200 снарядов на ствол. Управление огнем и прицеливанием с помощью прицела типа ПБП-6М производил летчик. Одна пушка размещалась в кормовой дистанционной установке с боезапасом 300 снарядов. Управление и прицеливание пушкой осуществлял штурман с помощью перископического прицела ПП-2 и дальномера «Гамма».
Бомбардировочное вооружение самолета обеспечивало наружную подвеску бомб различных калибров в нормальном варианте до 1040 кг, в перегрузочном - до 1500 кг. Как уже было сказано выше, помимо бомб предусматривались различные варианты минно-торпедной нагрузки. Под фюзеляжем по оси самолета на центральной балке подвешивались бомбы ФАБ-1500, БРАБ-1500, торпеды ТАН, МАН и МАВ, а также мины в габаритах 1500 кг бомбы.
Под каждой отъемной частью крыла на пилонах крепились балки в следующих двух вариантах:
- однозамковые балки для подвески ФАБ-500 или РАТ-52, или АМД-500;
- четырехзамковые балки под четыре бомбы ФАБ-100 или на две ФАБ-250. Балки этих двух вариантов могли подвешиваться под фюзеляж.
Бомбометание с горизонтального полета осуществлялось штурманом при помощи векторно-синхронного прицела типа ОПБ-11Р. Бомбометание с пикирования производилось летчиком, который прицеливался с помощью прицела ПБП-6М.
На самолете устанавливалось мощное реактивное вооружение. Одноразовые направляющие для неуправляемых реактивных снарядов соединялись группами и помещались в специальные контейнеры, имевшие обтекаемую форму. Два контейнера подвешивались на пилонах на каждую отъемную часть крыла. При переходе с одного калибра НУРС на другой производилась замена контейнеров. Варианты загрузки НУРС были описаны выше. Прицеливание и стрельбу реактивными снарядами вел летчик с помощью прицела ПБП-6М
Год принятия на вооружение - 1972 Размах крыла - 51,1 м Длина самолета - 49,5 м Высота самолета - 12,12 м Площадь крыла - 311,1 кв.м Максимальная взлетная масса - 185000 кг Внутреннее топливо - 87000 кг Тип двигателя - 4 ТВД НК-12МП (МВ) Тяга - 4 х 15000 кгс Максимальная скорость - 925 км/ч Крейсерская скорость - 711 км/ч Практическая дальность - 12550 км Боевой радиус действия - 6400 км Практический потолок - 13500 м Экипаж - 10 чел
Обозначение НАТО: BEAR-F
Конструкция. Как и бомбардировщик Ту-95, самолет Ту-142 выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным стреловидным крылом большого удлинения (угол стреловидности по 1/4 хорд составляет 35°). На верхней поверхности каждой консоли крыла установлены три аэродинамических гребня, крыло, как и стреловидное оперение, оборудовано антиобледенительной системой, фюзеляж типа полумонокок имеет круглое поперечное сечение, по длине он разделен на две герметичные кабины, отсек радиоэлектронного оборудования и вооружения. В передней гермокабине располагается основная часть экипажа, здесь оборудованы рабочие места летчиков, бортинженера и операторов радиоэлектронной аппаратуры. Для отдыха членов экипажа во время длительных патрульных полетов оборудован отсек отдыха со спальными местами, имеется также химический туалет и небольшой камбуз с плитой для разогрева пищи. В задней гермокабине находится стрелок кормовой пушечной установки, вооруженной двумя пушками ГШ-23.
Силовая установка самолета состоит из четырех высокоэкономичных турбовинтовых двигателей НК-12 с двухрядными восьмилопастными воздушными винтами АВ-60. Запас топлива во внутренних баках составляет 70 000 кг, самолет оборудован также системой дозаправки топливом в воздухе с неубирающейся штангой.
Оборудование. Для поиска, обнаружения, классификации и слежения за подводными лодками на самолете установлена аппаратура принцип работы которой основан на распознавании демаскирующих подводную лодку физический полей: акустического, магнитного и радиолокационного.
Для регистрации акустического поля подводной лодки на самолете размещается большое количество радиогидроакустических буев активного и пассивного типа, регистрация аномалий магнитного поля осуществляется датчиком магнитных аномалий, а мощная радиолокационная станция кругового обзора, установленная в обтекателе под фюзеляжем, обеспечивает обнаружение подводных лодок, следующих в надводном положении или под перископом. На первой серийной модификации Ту-142 эта аппаратура объединялась в составе поисково-прицельной системы «Беркут»-95.
Кроме перечисленных выше источников информации о подводной и надводной обстановке, в нее входили также самолетное прицельно-индикаторное устройство, цифровая вычислительная машина, блок сопряжения ЭВМ с РЛС, пульт ввода данных и другая аппаратура. От большого количества бортовых датчиков система также получала информацию о скорости, курсе и высоте полета самолета, она была связана с автопилотом, автоматическим радиокомпасом и другими приборами. На основании этой информации и благодаря наличию ЭВМ система позволяла в автоматическом режиме и с высокой точностью решать навигационные и тактические задачи.
Модификации. В 1975 году была создана новая модификация самолета Ту-142М, оснащенная новой поисково-прицельной системой «Коршун», позволяющей осуществлять поиск и обнаружение малошумных подводных лодок нового поколения. Поступивший на вооружение в 1980 году самолет имеет также более мощную навигационную аппаратуру, автоматизированную систему связи, новую радиогидроакустическую аппаратуру «Кайра» и магнитометр «Ладога».
Наиболее современной модификацией, выпускавшейся во второй половине 80-х годов, является Ту-142М3 с модернизированной поисково-прицельной системой «Коршун»-Н и новой радиогидроакустической аппаратурой «Заречье». На самолете имеются заново спроектированная кабина экипажа, усовершенствованная система заправки топливом в воздухе. Некоторые варианты самолетов этой модификации имеют увеличенные размеры люков отсека вооружения. Кроме модификаций, предназначенных для борьбы с подводными лодками, были разработаны также следующие модификации:
Ту-142МР - с буксируемой антенной для обеспечения связи с подводными лодками, находящимися в подводном положении, и Ту-142М3-К для воздушных перевозок коммерческих грузов массой до 20 000 кг на расстояние до 9150 км.
Вооружение: - Пушки: 2x23 мм. - Противокорабельные ракеты Х-35: 8 шт. - Специальное: Радиогидроакустические буи, глубинные бомбы, противолодочные торпеды.
Вооружение самолета Ту-142М3 состоит из радиогидроакустических буев, глубинных бомб, противолодочных торпед и управляемых ракет, а также противокорабельных ракет Х-35 с дальностью прицельного пуска 130 км и массой боевой части 145 кг. Оборонительное вооружение состоит из двух авиапушек ГШ-23 и аппаратуры радиоэлектронной борьбы.
В настоящее время на вооружении авиации ВМФ России находится около 75 самолетов Ту-142 всех модификаций и 8 самолетов экспортной модификации Ту-142МЭ - на вооружении ВМС Индии.
Год принятия на вооружение - 1939 Размах крыла - 11,0 м Длина - 8,67 м Высота - 3,2 м Площадь крыла - 29,32 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 1800 - нормальная взлетная - 2490 Тип двигателя - 1 ПД М-25 Мощность - 750 л.с. Максимальная скорость, км/ч - у земли - 245 - на высоте - 277 Крейсерская скорость - 252 км/ч Практическая дальность - 1000 км Боевая дальность - 500 км Максимальная скороподъемность - 250 м/мин Практический потолок - 6600 м Экипаж - 2 чел
Гидросамолет КОР-1 (Бе-2) представляет собой однопоплавковый биплан смешанной конструкции. Предназначен для использования в качестве катапультного разведчика-корректировщика и пикирующего бомбардировщика. Экипаж два человека: летчик и штурман-летнаб.
Фюзеляж овального сечения, с ферменным каркасом, сваренным из хромомолибденовых труб. Обшивка носовой части -дюралевая, хвостовой - полотняная. Хвостовая часть усилена металлическими лентами-расчалками.
Крылья двухлонжеронные. Лонжероны выполнены из четырехгранных дюралевых труб. Нервюры дюралюминиевые, ферменной конструкции. Обшивка полотняная. Верхнее крыло состоит из центроплана и отъемных консолей. Нижнее - из центроплана, являющегося частью фюзеляжа, и отъемных консолей. Крылья соединены между собой стойками и лентами-расчалками. Правая и левая коробки крыльев на стоянке складываются к фюзеляжу. На верхних консолях крыла расположены элероны с триммерами, на нижних - закрылки.
Хвостовое оперение состоит из стабилизатора с изменяемым на земле углом установки, руля высоты с триммером, киля и руля направления с серво-компенсато-ром. Каркас хвостового оперения дюралевый, обшивка киля и частично стабилизатора - дюралевая, остальная - полотняная.
Шасси морского варианта включает три однореданных дюралевых поплавка: центральный и два подкрыльевых. Центральный поплавок крепится с помощью четырех стоек. Каждый подкрылье-вой поплавок крепится к узлам на консоли крыла с помощью двух стоек и V-образного подкоса. Крепление поплавков усилено растяжками. Центральный поплавок разделен переборками на пять водонепроницаемых отсеков. В его корме установлен водяной руль. Каждый подкрыльевой поплавок разделен на три водонепроницаемых отсека.
В сухопутном варианте КОР-1 оснащен неубираемым колесным шасси с хвостовым костылем. Основные опоры имеют пневматическую амортизацию и крепятся к тем же узлам, что и центральный поплавок. Колеса размером 750x125 мм. В зимнее время могут устанавливаться стандартные лыжи.
Силовая установка включает поршневой двигатель воздушного охлаждения М-25 с металлическим трехлопастным или двухлопастным воздушным винтом диаметром 2,9 м. Мотор закрыт тоннельным капотом Ваттера (на серийных машинах - капотом NACA). Запуск двигателя осуществляется комбинированным ручным и электрическим инерционным стартером «Эклипс».
В топливную систему входят установленные в фюзеляже два основных бака по 160 л и дополнительный на 75 л. Там же установлен бачок на 7 л для прогрева двигателя.
Управление самолетом двойное. Проводка управления смешанная: рулем высоты -жесткая, рулем поворота -тросовая, элеронами в фюзеляже - жесткая, в крыле - тросовая. Триммер руля высоты отклоняется из кабины пилота посредством штур-вальчика. Триммер руля поворота неуправляемый, его регулировка производится на земле. Закрылки выпускаются вручную от специального штурвала, расположенного в кабине пилота. Водяной руль отклоняется синхронно с рулем поворота.
Источниками электроэнергии являются генератор ДСФ-500 (мощность 500 Вт) и один аккумулятор «Эклипс» (12 В, 120Ач). Генератор установлен сзади на картере мотора. Аккумулятор - в кабине пилота слева. Напряжение в сети - 12В. Напряжение регулируется регуляторно-распределительной коробкой РРК-500, через которую происходит зарядка аккумулятора от генератора и распределение электроэнергии по сети.
На самолете установлен стандартный комплект аэронавигационного оборудования и приборов. Для предупреждения о достижении критической скорости при пикировании указатель скорости связан с красной лампочкой, которая загорается на скорости свыше 300 км/ч. Приборные доски установлены в обеих кабинах, причем у летнаба -только с аэронавигационными приборами.
Радиосвязное оборудование включает приемо-передающую радиостанцию РКК (РСРМ). В ее комплект входят: приемник, передатчик, трансформаторы РУН-10 и РУН-120, распределительный щиток, антенный амперметр, телеграфный ключ, сумка для микрофона. Передатчик установлен между кабинами, приемник - на полке в кабине летнаба.
Для ведения фоторазведки самолет оборудован фотоаппаратом Поттэ-1 Б (АФА-1 Б) с перспективным агрегатом, установленным в кабине летнаба.
Самолет укомплектован кислородной установкой КПА-1, состоящей из двух баллонов емкостью по 3 л и редуктора, аптечкой, двухлитровым бачком для питьевой воды, сумками для бортпайка и инструмента. В кабине летнаба находится ракетница «Вери» с брезентовым патронташем на 21 ракету, две парашютные ракеты ПАР-13, сумки для карт и штурманского инструмента. Для связи членов экипажа между собой кабины соединены переговорным устройством. Спасательные средства включают парашюты и спасательные пояса членов экипажа.
Морское оборудование включает донный якорь с 25-метровым пеньковым канатом, кошку, плавучий якорь и буксирные концы.
Стрелковое вооружение состоит из трех пулеметов ШКАС калибром 7,62 мм. Два из них установлены в обтекателях на центроплане верхнего крыла, вне площади, ометаемой винтом. Угол установки пулеметов можно изменять на земле. Огонь ведет летчик, для чего на ручке управления самолетом установлена гашетка. Перезарядка пулеметов производится двумя ручками, выступающими из нижней поверхности центроплана верхнего крыла. Боекомплект крыльевых пулеметов (ленты по 500 патронов на ствол) находится в патронных ящиках, размещенных в центроплане верхнего крыла. Третий ШКАС установлен в кабине летнаба на шкворневой турели конструкции завода №31. Боекомплект - 1000 патронов. Установка не экранирована, может частично закрываться подвижным козырьком.
Бомбардировочное вооружение включает два установленных на нижних консолях крыла балочных держателя Дер-31, на которые можно подвесить до 200 кг бомб. Сбрасыватели - электрические, управляются от гашетки, установленной на ручке управления самолетом в кабине пилота. Аварийные сбрасыватели конструкции завода №31 управляются из обеих кабин.
Год принятия на вооружение - 1943 Размах крыла - 12,0 м Длина - 10,5 м Высоты - 4,05 м Площадь крыла - 25,5 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 2055 - нормальная взлетная - 2760 Тип двигателя - 1 ПД Швецов М-62 Мощность - 1000 л.с. Максимальная скорость, км/ч - у земли - 310 - на высоте - 358 Крейсерская скорость - 322 км/ч Практическая дальность - 1150 км Максимальная скороподъемность - 420 м/мин Практический потолок - 8100 м Экипаж - 3 чел
Бе-4 - катапультный корабельный и базовый ближний морской разведчик, выполненный по схеме летающей лодки с крылом типа парасоль на пилоне и коротких подкосах. Двигатель М-62 взлетной мощности 1000 л.с. был установлен перед носком центроплана; поток от его тянущего винта разрезался крылом, не давая опрокидывающего момента. Подкрыльные поплавки на двух стойках с расчалками. Корпус лодки двухреданный, главный редан угловой, задний - заостренный, днище лодки - килеватое. Конструкция лодки дюралюминовая, с полотном в обшивке элеронов и рулей. Винт трехлопастный. Вооружение: один неподвижный пулемет ШКАС в носу самолета и один подвижный в экранированной палубной стрелковой установке.
Бомбовое вооружение - лишь в перегрузочном варианте - 4 ФАБ-100, другие бомбы той же общей массы. Самолет был выпущен в 1941 г. и успел пройти до эвакуации испытания в Севастополе. Летные качества были получены хорошие: скорость 310 км/ч у воды, на высоте 4700 м скорость была 356 км/ч, потолок 8100 м, дальность нормальная 550 км, максимальная 1150 км. Затем были построены два первых серийных экземпляра, прошедших испытания в 1942 г. В последующие 1943-1945 гг. КОР-2 выпускались в небольших количествах. Они применялись на флотах.
Большая программа усиления военно-морского флота была разработана в СССР в 1938 г. К принятию на вооружение готовились новейшие линкоры типа «Советский Союз» и крейсеры типа «Чапаев». Новые корабли предполагалось оснастить катапультными самолетами, способными выполнять дальнюю разведку и в случае необходимости атаковать вражеские суда. Задание на постройку корабельного разведчика Наркомат ВМФ выдал одновременно нескольким авиационным КБ, в том числе и заводу № 31, который возглавлял Г.М.Бериев. Этим КБ в 1935 г. был построен первый советский корабельный самолет для взлета с катапульты - КОР-1, представлявший собой биплан с раскосами и расчалками на центральном поплавке. Поперечную устойчивость обеспечивали два небольших подкрыльевых поплавка на законцовках нижнего крыла. Подобная схема имела большое сопротивление, а единственный центральный поплавок не гарантировал хорошей мореходности. Поэтому еще на стадии проектирования Бериев решил отказаться от бипланной схемы и выполнить КОР-2 как летающую лодку-моноплан.
Постройка КОР-2 стала для главного конструктора первостепенной задачей. Ведь оттого, насколько удачным окажется новый самолет, напрямую зависела судьба всего КБ. Этому есть объяснение. В начале 1939 г. на совещании в Управлении ВВС констатировали заметное отставание отечественного гидросамолетостроения от современных требований к морским самолетам. На том же совещании отдельно отмечалась работа коллектива Бериева. Есть смысл привести высказывание полностью: «...КБ завода № 31 работает пока над опытным самолетом КОР-2 и над выпуском дублера МБР-7. Дальнейших заданий не имеет, за период с 1934 г. по 1939 г. бюро выпустило на базе завода несколько неудачных гидросамолетов и оценивается как слабое...».
Очевидно, что выбора у «бериевцев» не было - надо строить хороший самолет, в противном случае КБ ожидает ликвидация. В конкурсе принимал участие и коллектив И.В.Четверикова, который базировался в то время на заводе № 45 в Севастополе. Данные проекта Четверикова были выше, чем у машины Бериева, однако совместным решением обоих наркоматов (НКАП и НК ВМФ) от 27 февраля 1939 г. проектирование и постройку КОР-2 окончательно передали с 45-го на 31-й завод. Можно только догадываться, чего стоило Г.М.Бериеву «выбить» этот заказ (при проигрышных характеристиках своего проекта) и избежать закрытия КБ со всеми вытекающими последствиями.
Сразу после официального принятия решения Бериев направляет на имя наркома ВМФ Кузнецова «Объяснительную записку к эскизному проекту корабельного разведчика КОР-2» следующего содержания: «Выбор схемы самолета объясняется, в первую очередь, теми специфическими требованиями, которые предъявляются к корабельному катапультному самолету, а именно - ограниченный полетный вес, ограниченные габаритные размеры как в собранном, так и в сложенном виде, умеренная взлетная скорость в соответствии с техническими данными катапульты, возможность приемки стрелой на корабль, простота уборки или подготовки самолета к вылету, удобство работы на самолете при его нахождении на катапульте или рострах, хорошая мореходность и дальность, хороший обзор для пилота и наблюдателя и т. д. Эскизный проект разработан в двух вариантах в соответствии с техническими требованиями - в лодочном и поплавковом. В качестве основного варианта нами предлагается лодочный, имеющий по сравнению с поплавковым, несмотря на несколько меньшую максимальную горизонтальную скорость, лучшую мореходность и лучшие эксплуатационные преимущества (более простая установка на катапультную тележку, лучший обзор для летнаба и т. д.). Выбор мотора в значительной мере обуславливался условиям удовлетворения летно-технических данных. Проведенный сравнительный анализ моторов М-103 с водяным охлаждением и М-62 с воздушным охлаждением показал, что с первым мотором летные данные самолета могут быть получены выше, чем те, которые заданы в технических требованиях. Однако вызываемое установкой мотора М-103 вместо М-62 перетяжеление машины в 200 кг (радиатор с водой и более тяжелый винт), во избежание увеличения габаритов размеров машины и перехода за лимитный полетный вес (в особенности, с бомбовой нагрузкой), привело нас к решению использовать мотор М-62.
Лодка - цельнометаллической конструкции с применением прессованных дюралевых профилей. Передние узлы крепления к катапульте расположены в торцевой части переднего редана, задний узел под слип - гаком за вторым реданом. Центроплан и консоли дюралевые, размах центроплана увязан с габаритными размерами машины со сложенными крыльями. В походном положении допускается два метода уборки консолей крыла: - Путем расстыковки нижних болтов и вращением консоли относительно оси верхних болтов; - Снятие их с центроплана и установка в походном положении согласно чертежу.
Управление одинарное - проводка смешанная, жесткая и тросовая. Капот NACA с управляемой входной щелью. В сухопутном варианте самолет снабжен лыжным и колесным шасси типа самолета МБР-7. Крепление самолета по-походному на катапульте и на рострах в дополнение к креплениям на тележке, производится посредством растяжек, закрепленных к нижним узлам центроплана и подкостыльным узлам лодки.
Главный конструктор завода № 31 Г. М. Бериев. 28.01.39 г.»
Одновременно с объяснительной запиской к 30 марта были закончены прорисовки обоих вариантов. Тем временем у военных к проекту появился ряд претензий. В апреле 1939 г. заместитель наркома ВМФ Игнатьев направил в управление морской авиации НК ВМФ докладную записку: «Решением совместного совещания 27 февраля 1939 года проектирование самолета КОР-2 передано Главному конструктору завода № 31 товарищу Бериеву. 25 марта 1939 года Бериеву были направлены ТТТ на КОР-2, в которых ясно было указано, что габариты самолета как в собранном, так и в сложенном положении ни в коем случае не должны быть превышены из-за габаритов ангара на корабле. Однако в представленном тов. Бериевым 11 апреля 1939 года эскизном проекте КОР-2 ТТТ не выполнены, как по габаритам, так и по летным данным и ряду других требований. Считать предъявленные требования нереальными нельзя, так как до передачи Бериеву проектирования КОР-2 проект был выполнен Четвериковым с соблюдением всех этих требований. В силу изложенного предъявленный проект не удовлетворяет как управление авиации, так и управление кораблестроения НК ВМФ.
Прошу Вашего указания тов. Бериеву эскизный проект лодочного варианта КОР-2 разработать заново и в полном соответствии с ТТТ управления авиации ВМФ.
Зам. Наркома ВМФ СССР, корпусной комиссар Игнатьев. 17.04.39 г.»
Словом, забот у коллектива хватало. Но, несмотря на трудности, работа шла полным ходом и с большим энтузиазмом. В своей книге «Самолеты взлетают с моря» В.Н.Мартыненко упоминает о том, как Бериев постоянно просил своих инженеров и конструкторов отнестись к постройке КОР-2 самым серьезным образом: «Георгий Михайлович на производственном совещании обращается к каждому из небольшого по численности коллектива учесть в своей работе опыт проектирования предыдущих самолетов, призывает отдать все силы и способности на создание новой и более совершенной машины. Обсуждая схему нового корабельного разведчика, Бериев высказал мнение: - Наш КОР-1 «грешит» определенными недостатками, но его разработку следует рассматривать как первый и совершенно необходимый этап на тернистом пути создания советской палубной авиации и подготовки для нее летчиков, которые могли бы прыгать с катапульты. Ни одной из «детских болезней» КОР-1 не должно быть в КОР-2».
От получения технических требований на самолет до его постройки понадобилось 14 месяцев. В октябре 1940 г. первый образец КОР-2 был готов; 2 октября провели первую рулежку на Азовском море, а 21 октября летчик-испытатель Н.П.Котяков выполнил первый полет. Для испытаний построили две опытных машины, на которых летали в Севастопольской бухте Н.П.Котяков и И.М.Сухомлин. В наземную бригаду обслуживания под управлением Г.И.Иванова входили также И.Г.Козельский, А.С.Корытин, Н.С.Ильин, И.М.Морозов и Я.С.Катураев.
В январе 1941 г. заводские летные испытания закончились и КОР-2 передали на госиспытания. Провести их поручили морскому летчику капитану Б.С.Рейделю, а испытания вооружения на втором летном образце выполнил П.Я.Яковлев. От самолета буквально не отходил сам Бериев, появляясь у КОР-2 каждый день. В своих воспоминаниях Рейдель писал: «В ходе этих испытаний, а они велись весьма интенсивно, главный конструктор и его представители держались очень просто, по-деловому, не тратя времени на защиту ложной «чести мундира», правильно реагировали на критические замечания испытательной бригады, стремились быстро устранить выявленные недостатки. Например, заменили ручное управление щитками на гидравлическое. Было приятно видеть, что Георгий Михайлович внимательно слушает и уважительно разговаривает с любым работником, независимо от должности и звания. Вспоминается, в частности, такой случай. У самолета, который я осматривал перед предстоящим полетом, Г.М.Бериев и один из ведущих ученых ЦАГИ оценивали форму гидродинамических обводов КОР-2. Подошел в замасленном комбинезоне механик и начал проверять одну из систем самолета. Не отрываясь от работы, он время от времени вмешивался в разговор конструктора с ученым. Не особо выбирая выражения, тут же высказал ряд претензий к проектировщикам самолета, которые, по его мнению, не думают о том, как облегчить техникам обслуживание. Главный конструктор так же уважительно, как и с ученым, разговаривал с не очень вежливым механиком и в конце поблагодарил его за критические замечания».
Общая продолжительность госиспытаний составила 17 дней, из них три дня ушли на наземные испытания, которые проводились в основном в ночное время. Девять дней пришлось на полеты, два дня ушло на ремонт самолета и двигателя, а восемь дней стояла ненастная погода. Всего было совершено 42 полета общей продолжительностью 28 часов 13 минут. В Акте государственных испытаний, в разделах «Выводы» и «Заключение», начальник ЛИИ авиации ВМФ М.Хныкин и начальник ЛОГОС ЛИИ авиации ВМФ Н.Козыркин отмечали следующее: «Опытный гидросамолет КОР-2 М-63 конструкции инженера Бериева Г.М., построенный в 1940 г. заводом №31 НКАП по летно-техническим данным соответствует постановлению Комитета Обороны при СНК СССР 125сс от 04.03.40 г. и удовлетворяет тактико-техническим требованиям ВМФ. Самолет по технике пилотирования доступен летчикам средней квалификации. Стрелково-бомбардировочное вооружение работает удовлетворительно, но требует доводки.
Эксплуатация самолета проста, уход и обслуживание основных агрегатов - удобны. Имеющееся для гидросамолетов МБР-2 ангарное, и аэродромное оборудование обеспечивает эксплуатацию КОР-2 в строевых частях. КОР-2 М-63, кроме основного варианта корабельного разведчика, может быть использован как самолет охраны водного района, для чего необходимо увеличить емкость баков для горючего на 250 - 300 кг и бомбовую емкость до 400 кг (4 замка). Гидросамолет КОР-2 государственные испытания выдержал и рекомендуется на вооружение авиации ВМФ СССР. Основное назначение: разведка военно-морских сил противника, корректировка артиллерийского огня судовой и береговой артиллерии, охрана флота от подводных лодок противника на походе, поиск и борьба с торпедными катерами. Опытный образец самолета передать заводу № 288 НКАП для устранения выявленных дефектов. По изготовлении заводом имени Кирова катапультной тележки для КОР-2 провести испытания на старты с катапульты».
Испытания самолета в целом можно было бы назвать успешными, если бы не выявились серьезные проблемы с вооружением. Ведущий инженер по вооружению военинженер 3-го ранга Лопатин в заключительной части своего отчета указал на ряд серьезных недостатков:
«А. Стрелковое вооружение
1. Носовая неподвижная установка под пулемет ШКАС калибра 7,62 мм с патронным ящиком на 500 выстрелов госиспытания не выдержала, так как:
а) питание пулемета ШКАС конструктивно не доработано и вследствие этого при пикировании самолета под углами 35-60° происходит отказ в стрельбе из-за задержек, неустранимых в воздухе;
б) прицел ПБП-1 в полете вибрирует и из-за этого не обеспечивает прицельной стрельбы;
в) для производства перезарядки пулемета требуется большое усилие (около 50 кг).
2. Средняя установка — МВ-5У, без серийного экрана под пулемет ШКАС калибра 7,62 мм с патронным ящиком на 500 выстрелов, госиспытания не выдержала, так как:
а) козырек конструкции завода № 31 не предохраняет рукав питания установки от воздействия воздушного потока, вследствие чего рукав питания изгибается, создавая излишнее напряжение ленты.
3. Заводу № 31 доработать носовую и турельную установки и предъявить на повторные испытания.
Б. Бомбардировочное вооружение
1. Бомбардировочное вооружение госиспытаний не выдержало и не может быть принято на вооружение самолета КОР-2, так как оно является нестандартным (замки Д2-М и аварийный сбрасыватель штурмана). 2. Установка под прицел ОПБ-1М испытания не выдержала, так как прицел в полете вибрирует от вибрации лодки. Вследствие чего прицельное бомбометание производить нельзя. 3. Заводу № 31 установить на самолет КОР-2 стандартное вооружение. Согласно ТТТ поставить четыре замка, сохранив бомбовую нагрузку самолета в 200 кг. Предъявить бомбардировочное вооружение на повторные испытания».
Производство КОР-2 поручили Савеловскому механическому заводу в г.Кимры Московской области. На место выехали основные специалисты КБ во главе с Бериевым, закончив перебазирование в марте 1941 г. К сожалению, начавшаяся война и эвакуация КБ в Омск на завод № 288 не позволили собрать в Кимрах ни одного летного экземпляра КОР-2.
При передаче серии в Омск к головному самолету выдвигались следующие требования: - устранить дефекты, выявленные на госиспытаниях; - обеспечить установку самолета на летное сухопутное шасси, предъявив его предварительно на испытания на одном из опытных КОР-2; - дополнить оборудование самолета конусной установкой для буксировки конуса ЗА и радиополукомпасом РПК-2; - разработать для обслуживания самолета ферму для раскладывания и складывания отъемных частей крыла; - несерийные агрегаты стрелкового и бомбардировочного вооружения самолета заменить на серийные.
Окончательное завершение госиспытаний сдерживало также и отсутствие катапульты, которую строили на ленинградском заводе им.С.М.Кирова. Начавшаяся война заставляла спешить. Испытания провели в заливе недалеко от Ораниенбаума, установив катапульту на большой плавучей барже, оборудованной краном для подъема самолета на тележку. После проведения контрольных сбросов с катапульты грузов, соответствующих весу самолета, был подготовлен старт КОР-2. Первый взлет совершил в конце июля С. Б. Рейдель, выполнив до 5 августа двенадцать «прыжков». Самолет и стартовое устройство работали нормально.
Заместитель начальника ВВС ВМФ генерал-майор Коробков 13 августа 1941 г. утвердил программу серийных летных испытаний головного Бе-4 (новое обозначение самолета), которые должны были проходить уже на базе завода № 288. Головную машину № 28802 испытывал откомандированный на завод С.Б.Рейдель. Вместе с ним в полетах участвовали штурманы Г.А.Юдин и Н.Д.Забавин, а ведущим инженером по испытаниям назначили А.С.Корятина. Испытания проводились до середины октября 1941г. Их целью стала проверка соответствия весовых и габаритных данных серийной машины чертежам и техническим условиям договора между заводом № 288 и УВВС ВМФ. Определялись и проверялись также летно-технические характеристики самолета с двигателем М-62, работа оборудования и вооружения. В отчете, в разделе «Заключение» было записано: «Комиссия по испытаниям серийного самолета, рассмотрев результаты его земных и летных испытаний, подтверждает, что серийный самолет Бе-4 № 28802 с мотором М-62 соответствует техническим условиям на поставку таких самолетов согласно прямому договору, заключенному между заводом № 288 и УВВС ВМФ на 1941 год. Полученные результаты земных и летных испытаний Бе-4 с мотором М-62 внести в технические условия договора. Комиссия считает необходимым устранить все дефекты, перечень которых дается в отчете».
Серийное производство Бе-4 продолжили на двух заводах - № 288 в Омске и № 477 в Красноярске. С 1941 по 1945 год было построено около 50 самолетов. Из-за малого количества выпущенных корабельных разведчиков практически отсутствуют сведения об их боевом применении в годы Великой Отечественной войны. Самолеты так и не использовали в их основном качестве - катапультного разведчика - и эксплуатировали только с береговых баз. На Балтике имелась специальная эскадрилья, которая занималась разведкой над морем, корректировкой артиллерийского огня и спасением на море летчиков. Две машины передали полярной авиации для противолодочной обороны на Севере. Небольшая серия КОР-2 (Бе-4) не оказала, естественно, заметного влияния на морскую авиацию. Но приобретенный при создании и эксплуатации самолета опыт очень пригодился КБ Г.М.Бериева при постройке следующей летающей лодки - Бе-6, ставшей на долгие годы основным противолодочным самолетом советского Военно-Морского флота.
Год принятия на вооружение - 1949 Размах крыла - 33,0 м Длина самолета - 23,5 м Высота самолета - 7,45 м Площадь крыла - 120,0 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 18827 - нормальная взлетная - 23456 Тип двигателя - 2 ПД АШ-73ТК Мощность - 2 х 2300 л.с. Максимальная скорость - 415 км/ч Практическая дальность - 4900 км Практический потолок - 6100 м Экипаж - 8 чел
Обозначение НАТО: MADGE
Бе-6 — двухмоторная летающая лодка с крылом типа «чайка», с двухкилевым вертикальным оперением и подкрыльными поплавками на свободнонесущих стойках. Двигатели АШ-73 в 2000/2400 л.с. с тянущими четырехлопастными винтами установлены в перегибах крыла.
Назначение самолета Бе-6 — дальняя морская разведка, патрульная служба по охране побережья и коммуникаций, бомбардировочные, торпедные и десантные (40 десантников) операции, постановка минных заграждений, транспортные перевозки. Самолет оборудован для ночных полетов с посадками в сложных метеорологических условиях, с решением задач аэро- и астро-навигации, для опознавания самолетов своих и противника.
Конструкция — цельнометаллическая, с полотняной обшивкой рулей и элеронов. Корпус лодки — двухреданный, с работающей обшивкой, подкрепленной частым набором стрингеров, с поперечным набором 44 шпангоутов, килевой балкой и скуловыми профилями. Поперечное сечение днища до первого редана — плоскокилеватое, с узкими скуловыми туннелями, между реданами — плоскокилеватое. Передний редан — прямой поперечный, задний — заостренный «утюг». Для повышения непотопляемости при простреле или повреждении корпус лодки разделен на восемь отсеков водонепроницаемыми переборками с плотно закрываемыми дверями в них. На заднем редане — водяной руль для маневров на воде при рулении и буксировке, управляемый пневматически, синхронно с рулями направления самолета.
Поплавки — двухреданные, плоскокилеватого поперечного сечения, разделенные переборками на четыре отсека, так как (из практики) для этой схемы летающей лодки потеря поплавка означает потерю самолета1.
Крыло профилей NACA-23020—23010 (на концах) состоит из центроплана и консолей. Центроплан — одно целое с лодкой. Консоли крыла — стреловидные, с углом 10° по передней кромке; задняя кромка — прямая по всему размаху, концы крыла скругленные. Конструкция крыла кессонная, с двумя лонжеронами и сильной несущей обшивкой между ними; носки и хвостовая часть более легкой конструкции. Носок состоит из отдельных частей — четырех съемных и двух откидных для удобства обслуживания воздушно-тепловых противообледенителей. В крыле — щелевые закрылки типа ЦАГИ, по три с каждой стороны. Элероны — щелевые, типа ЦАГИ, дифференциальные, с аэродинамической компенсацией и 100 %-й весовой балансировкой. Каждый элерон состоит из двух жестко соединенных между собой частей. Триммеры — на правом и левом элеронах.
В крыле размещены 22 мягких топливных бака. Доступ к ним — через съемные крышки-панели на нижней поверхности крыла. Горизонтальное оперение трапециевидной формы с поперечным V, равным 10°. Носки стабилизатора и килей съемные. Рули высоты снабжены серво-триммерами, имеют осевую аэродинамическую компенсацию и 100 %-ю весовую балансировку. Рули направления снабжены триммерами и пружинными сервокомпенсаторами и также имеют компенсацию и балансировку.
Управление самолетом — смешанное, тросами и тягами, для рулей высоты дублированное. Установлен электрический автопилот АП-5, три рулевых машины которого с помощью тросов подключены в систему управления рулями и элеронами.
Противообледенительное устройство состоит из воздушно-теплового и жидкостного противообледенителей и электрообогрева передних стекол фонаря кабины летчиков. Носки крыла и оперения обогреваются подогретым воздухом. Источник тепла — четыре бензообогревателя для обогрева носков крыла и оперения и воздухозаборников. Жидкостное устройство предназначено для обмывки спиртом переднего стекла кабины штурмана и лопастей винтов. Для очистки передних стекол кабины летчиков кроме электрообогрева установлены электромеханические стеклоочистители. Им снабжены и некоторые приборы и приемники воздушного давления. Применен также обмыв переднего стекла кабины штурмана пресной водой, чтобы смывать морскую воду, попавшую на стекло при взлете.
Источники тока—два генератора ГСР-9000 с приводами от двигателей АШ-73 и одного самолетного аккумулятора 12-А-ЗО. Резервный источник питания электросети — аварийно-вспомогательный агрегат M-10BI с генератором ГС-5000. Электропроводка, как правило, неэкранированная, сеть — однопроводная, постоянного тока, напряжением 28,5 В. Есть также экранированная сеть переменного тока напряжением 115 В с преобразователями.
Радиооборудование: рации дальней связи, рация командной связи, автоматический радиокомпас, радиовысотомер малых высот, самолетный радиолокационный запросчик и ответчик, самолетное переговорное устройство. Антенна заключена в специальный пенополистироловый обтекатель цилиндрической формы и на время работы станции выпускается через специальный люк в днище лодки.
Кислородное оборудование (для высот свыше 4000 м) состоит из восьми баллонов по 8 л, восьми кислородных приборов КП-19 и пяти переносных кислородных приборов КП-19. Все кабины имеют обогрев от Б-40, вентиляцию, есть специальный прибор для удаления пороховых газов из отсека носовой пушечной установки.
Фотооборудование позволяет производить плановую аэрофотосъемку через люк в днище лодки днем и ночью и перспективную съемку через бортовые фотолюки.
Морское оборудование: донный якорь с лебедкой, два плавучих якоря, кошка с концом, два багра, концы, мегафон.
Аварийно-спасательное снаряжение: две авиационные спасательные лодки ЛАС-5М, два контейнера с аварийным продовольственным запасом, два бачка 12 л с пресной водой, аварийная радиостанция АВРА-45 и комплект пластырей. Все восемь членов экипажа имеют возможность быстро покинуть самолет в аварийном случае через двери, люки и фонари: два летчика, штурман-бомбардир-стрелок, борттехник, радист, оператор радиолокационной станции и два стрелка.
Самолет обладает нормальной продольной устойчивостью и управляемостью в диапазоне центровок 22—29 % САХ. Можно выполнять полеты в сложных метеоусловиях (слепые).
При нормальной полетной массе в 23 456 кг самолет может выполнять виражи и спирали с креном до 60°, полеты на одном двигателе на высотах до 2500 м (лопасти неработающего винта во флюгерном положении), нагрузки на органы управления полностью снимаются сервотриммерами рулей высоты, триммерами рулей направления и элеронов.
Максимальные скорости на номинальном режиме: у воды — 377 км/ч, на высоте 2400 м (граница высотности) — 405 км/ч, на боевом режиме у воды — 392 км/ч, на высоте 1850 м—414 км/ч. Вертикальная скорость у воды — 4,4 м/с, на высоте 1900 м — 5,6 м/с. Время подъема на практический потолок 6100 м — 41,5 мин.
Разбег с отклоненными закрылками на 15° — 760 м за 33 с, скорость отрыва — 152 км/ч. Пробег с отклоненными на 45° закрылками — 590 м за 28 с, посадочная скорость — 147 км/ч.
При перегрузочной массе 28 300 кг разбег — 1270 м за 50 с при скорости отрыва 165 км/ч.
Максимальная техническая дальность полета при перегрузочной взлетной массе 29 000 кг, заправке топливом 7 400 кг и маслом 500 кг, на высоте 2000 м, при средней скорости полета в 280 км/ч равна 5000 км, продолжительность полета при этом — 16ч.
Самолет может рулить под любым углом к ветру и фронту волны длительное время при ветровой волне до 2 м. Радиус циркуляции на воде равен 1,5—2 размахам крыла.
Аэродинамическое качество самолета — 14,4.
Геометрические размеры самолета: размах крыла — 33,0 м; длина самолета — 23,565 м; высота самолета в линии полета — 7,64 м; площадь крыла — 120,0 м2; удлинение — 9,07; размах центроплана — 12,2 м; хорда крыла в плоскости симметрии самолета — 5,20 м; на концах — 2,1 м; САХ— 3,88 м; хорда крыла по разъему — 4,05 м; сужение — 2,48. Поперечное V центроплана— 16°15', консолей — 0°21', угол стреловидности крыла по линии 25 % хорд — 8°. Угол установки крыла и двигателей относительно строительной горизонтали лодки — 5°. Угол закрутки консолей на концах крыла — 2°. Нормальная центровка — 25,75 % САХ, как дальнего разведчика—26,4%. Прочность по Нормам прочности 1943 г.— класс В. Расчетные перегрузки: в полете — 4,05, при посадке — 9,31 (в перегрузочном варианте — 7,15).
Масса пустого самолета — 18 827 кг, в том числе конструкция планера— 9685 кг, силовая установка — 6136 кг, постоянное оборудование — 2742 кг. Нагрузка (включая оружие и съемное оборудование) — от 6629 до 9885 кг в зависимости от варианта нагрузки. Полетная масса — от 25 456 до 28 996 кг.
Бомбовая нагрузка — в различных комбинациях: 16 ОФАБ-100, восемь ФАБ-500, два ФАБ-1500, две торпеды (по 1100 кг), восемь мин АМД-500 (по 550 кг). Десант — 40 человек в этом варианте. Посадочная масса (без топлива, масла и боезапаса) — 20 928 кг. Пределы центровки в разных вариантах допустимые — от 22 до 29 % САХ.
Стрелковое вооружение только пушечное. Носовая установка Н-2 — одна НР-23 (100—200 снарядов). Палубная установка ДТ-В8 — две НР-23 (500—550 снарядов). Кормовая установка Ил-К6-53Бе — две НР-23 (2x225 снарядов). Связь оружия с прицельными устройствами и управление огнем — электрическая система; в кормовой установке включен гидравлический привод; механическая связь с оружием.
Воздушные винты В-3БА-5 четырехлопастные (лопасти А-5) диаметром 5,056 м, автоматические, флюгерные, гидромеханические.
Летные качества Бе-6 вполне соответствовали требованиям 1949 г., но, поскольку для гидросамолетов они не меняются так быстро, как для сухопутных военных самолетов, Бе-6 оказался очень долговечным и долго применялся в морской авиации и в Арктике, куда было передано некоторое количество этих самолетов (без вооружения).
Год принятия на вооружение - 1963 Размах крыла - 29,71 м Длина самолета - 30,17 м Высота самолета - 7,00 м Площадь крыла - 105,00 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 24500 - нормальная взлетная - 29480 - максимальная взлетная - 36000 Тип двигателя - 2 ТВД "Прогресс" АИ-20Д Мощность - 2 х 5500 л.с. Максимальная скорость - 610 км/ч Крейсерская скорость - 473 км/ч Практическая дальность - 4200 км Боевой радиус действия - 3200 км Практический потолок - 8000 м Взлетная дистанция, м - на земле - 2000 - на воде - 2300 Посадочная дистанция - на земле - 1800 - на воде - 2300 Экипаж - 4 чел
Обозначение НАТО: MAIL
По аэродинамической схеме - это высокоплан, выполненный по классической схеме, с крылом типа «чайка». Такое крыло применялось еще на довоенных полуторапланах И-153 для улучшения обзора. На летающих лодках крыло подобной формы имеет другое назначение. Аэродинамическое качество самолета несколько снижено за счет требований гидродинамики лодки, обеспечивающих взлет с воды: реданы, скулы, брызгоотражатели и подкрыльные поплавки создают значительное дополнительное сопротивление в полете. Некоторые аэродинамические особенности самолета - следа пне применения в составе его силовой установки турбовинтовых двигателей.
Фюзеляж самолета имеет вид быстроходной двухреданной лодки глиссирующего типа. Каркас лодки состоит из 71 шпангоута, стрингерного набора и работающей обшивки толщиной от 0.8 до 3 мм. Оглодки Бе-6 отличается большей высотой борта, для снижения гидродинамического сопротивления ее сделали уже на 0,16 м.
Реданы обеспечивают срыв водяных струй в продольном направлении, способствуя уменьшению величины смоченной поверхности днища и бортов лодки. На самолете Бс-12 первый pi-дан. расположенный поперек лодки, облегчает изменение угла дифферента (угла хода) лодки на разбеге, что позволяет летчику выбирать самый выгодный угол атаки крыла. Второй pi-дан, образованный изломом днища в кормовой част лодки, призван обеспечить выход на первый редан. Реданы существенно ухудшают аэродинамические качества самолета. Для снижения ударных нагрузок при взлете и посадке, обеспечения большей жесткости и надежности днище лодки имеет переменную килеватость (угол подъема днища от киля к бортам), У первого редана он составляет 27 град, с возрастанием к носовой части до 60 град. Для отклонения потока воды вниз и уменьшения брызгообразования и сопротивления на глиссировании днище лодки в области скул имеет обратный наклон. Угол продольной килеватости лодки составляет 9 град. 20 мин.
Плавучесть (способность плавать при заданном полетном весе, имея определенную ватерлинию) обеспечивается тем, что нижняя часть лодки до высоты 3,3 м, считая от первого редана, водонепроницаема (герметична). Объем водонепроницаемой части рассчитывался с учетом волн высотой до 0,75 м и составил 81450 л. Мера плавучести самолета-амфибии обычно определяется водоизмещением лодки, на Бе-12 она равна 136,6 м3 (водоизмещение Бе-6- 121,4м3).
Лодка состоит из 10 отсеков, из которых восемь водонепроницаемы. Этим обеспечивается непотопляемость (способность сохранять плавучесть и остойчивость) при повреждении двух любых отсеков. Для сообщения между отсеками разделяющие их переборки снабжены люками с герметично закрывающимися дверями.
В носовой части лодки находятся негерметичные кабины штурмана и летчиков, в средней части - кабина радиста с блистером. Экипаж самолета состоит из четырех человек. Для входа и выхода экипажа в правом борту лодки имеются две двери: одна - в носовом отсеке, вторая - в хвостовой части. Входные двери, как это принято на кораблях, сделаны открывающимися вовнутрь, что облегчает покидание лодки в случае ее затопления.
Палубный и якорный люки в передней части лодки предназначаются для выполнения штурманом операций, связанных с постановкой самолета на бочку (обычно поплавок - цилиндрической формы, устанавливается на мертвых якорях) или на якорь, со взятием катером на буксир. Вблизи правого люка расположены причальные утки (двурогая фигурная планка для крепления снастей небольшого диаметра) для удержания плавсредств, причаливающих к самолету.
На бортах средней части лодки впереди редана (между шпангоутами №№ 22-26 обоих бортов) сделаны ниши для основных опор шасси в убранном положении.
Пятый и шестой отсеки лодки (между шпангоутами №№ 31-43) имеют вырез длиной 4875 мм (высота - 3200 мм, ширина - 1800 мм) под грузоотсек с двумя люками - верхним и нижним, закрываемыми створками с механизмом привода от гидромоторов. Донный грузолюк закрывается створками, подвешиваемыми на петлях. До этого размещение люка в нижней части лодки считали задачей технически неразрешимой, и система отрабатывалась на Бе-10. Решение разместить боевую нагрузку в фюзеляжном грузовом отсеке и подвешивать некоторые грузы на подкрыльных держателях - безусловно, смелое решение. В закрытом положении створки фиксируются пятью замками, приводимыми в действие гидроцилиндром. Предусмотрена ручная система закрытия люков. По контуру вырезов люки имеют шланги герметизации, заполняемые воздухом из пневмосистемы.
Под днищем у заднего редана установлен водяной руль, к шпангоутам №№ 56 и 60 крепится хвостовое оперение.
Вся обшивка лодки с каркасом проклепана впотай, кроме бортов хвостовой части и днища межреданной части, а также продольных и поперечных стыков листов обшивки от шпангоута № 12. В корме применены заклепки с плоско-выпуклыми головками.
Для защиты деталей лодки от коррозии предполагались различные виды покрытий.
На самолете применено крыло трапециевидной формы в плане двухлонжеронное, кессонной конструкции. Кессон образован двумя лонжеронами, верхней и нижней панелями. Чтобы обеспечить полет на малых скоростях, крыло набиралось из профилей с относительно большой толщиной. Это позволило отодвинуть срыв потока на большие углы атаки и снизить скорости полета, при которых наступает тряска и сваливание самолета. Так, для полетного веса 30,5 т индикаторная скорость, соответствующая началу срыва потока с крыла и тряске, составляет 210 км/ч, а скорость сваливания - 200 км/ч. В крыле имеется восемь отсеков под мягкие топливные баки (в центроплане) и два герметичных бака-отсека в кессонах средней части.
Угол поперечного V центроплана, равный 20 град., в сочетании с высоким расположением крыла предназначен для уменьшения заливания двигателей и винтов при полетах с воды. Поперечное V консоли крыла с отрицательным углом 1,5 град, способствует уменьшению резкого кренения самолета при отказе одного двигателя.
Механизация крыла состоит из однощелевых выдвижных закрылков и элеронов. Элероны снабжены триммерами с электрическим управлением и сервокомпенсаторами
На нижней поверхности хвостовых отсеков крыла находятся посадочные фары, на концевых - бортовые аэронавигационные огни. На левой консоли крыла установлен контейнер для ориентирных морских бомб, на нижней поверхности средней части расположены узлы крепления балочных держателей.
К консолям крыла на пилонах крепятся неубирающиеся в полете однореданные поплавки опорного типа с плоскокилеватым днищем. Выбор подобного типа поплавков объясняется тем, что центр тяжести самолета расположен относительно высоко, а поперечная ватерлиния узкая, всего лишь 2,1 м, и поплавки предназначены обеспечить динамическую и статическую остойчивость самолета на плаву. Поплавки разделены на пять отсеков. При прямом положении лодки (на ровном киле) и осадке менее 1,4 м между поплавком и водной поверхностью остается небольшой зазор. Во избежание зарывания поплавков носом в воду на разбеге и пробеге их установили под углом 5 град, к нижней строительной горизонтали (касательная к килю первого редана). Поэтому угол дифферента поплавков всегда на 5 град, больше чем у лодки, которая при нормальном полетном весе имеет дифферент на корму, равный 2 град.
Хвостовое оперение - это несущие поверхности, обеспечивающие продольную и путевую устойчивость и управляемость самолета. Оно состоит из стабилизатора с углом поперечного V = 5,5 град, с рулями высоты и разнесенным вертикальным оперением. Такая схема обеспечивает обдув вертикальных килей, стабилизатора и рулей потоком от воздушных винтов, повышая их эффективность. На верхней части рулей направления установлены якорные огни и огни сигнализатора «Вода в отсеке».
Основные колеса размером 1450x520 мм с 32-х слойным кордом убираются в ниши, сделанные в лодке между шпангоутами №№ 22 и 26. Хвостовое колесо размером 950x350 мм убирается в нишу за вторым реданом. Стойки и кинематика основных колес шасси изготовлены из стали, наиболее крупные детали конструкции хвостового колеса - из маломагнитных титановых сплавов. Амортизация всех стоек опор шасси - масляно-пневматическая.
Самолет оборудован двойной механической системой управления со смешанной проводкой. В кабине летчиков установлены две рулевые колонки (на стоянке при застопоренных рулях управления для прохода к рабочим местам летчиков отбрасываются с помощью ручек, установленных на штурвальных колонках в переднее положение) и двойные педали управления. При аварийном покидании самолета летчиками колонки штурвалов с помощью пневмосистемы автоматически отбрасываются в переднее положение.
Управление рулями высоты снабжено загрузочным устройством. Оно загружает проводку управления рулями высоты при выпущенных закрылках и отклонении колонки «от себя». В систему путевого управления включен пружинный сервокомпенсатор, который начинает отклоняться на уменьшение усилий при их разности на педалях, превышающей 20 кг.
Для управления водорулем служит необратимый бустер, соединенный тросовой проводкой с рулями поворота (используется только для полетов с воды, при полете с сухопутного аэродрома специальной муфтой водоруль отключается),
Управление закрылками - дистанционное, электромеханическое, проводка жесткая из трубчатых валов. Привод осуществляется гидромотором ГМ-36, предусмотрена автоматическая система слежения, включающаяся при разрушении вала основной проводки. Выпуск и уборка закрылков могут производиться с помощью ручного привода, находящегося в отсеке № 4.
В систему управления включены рулевые машины автопилота АП-6Е.
До № 9601504 самолеты комплектовались двигателями АИ-20Д третьей серии, последующие - четвертой. Двигатели устанавливаются в гондолах и крепятся с помощью ферм к переднему лонжерону крыла. Боковая, передняя и задние крышки капота двигателя в открытом положении обеспечивают свободный доступ ко всем агрегатам, а также служат площадками для обслуживания двигателя как в аэродромных условиях, так и в открытом море. Несмотря на столь явную заботу о техническом составе, все же имели случаи падения с почти пятиметровой высоты.
Двигатель АИ-20Д третьей и последующих серий имеет эквивалентную мощность (мощность воздушного винта и реактивная составляющая тяги) - 5180 л.с. Таким образом, энерговооруженность самолета (отношение мощности силовой установки к весу самолета) составляет 0,3, что никак нельзя считать величиной значительной.
Турбина двигателя работает на постоянных оборотах 12300 об./мин., и только на земле при использовании режима малого газа они уменьшаются до 10400. Командно-топливный агрегат и регулятор оборотов автоматически поддерживают постоянные обороты турбины при изменении положения РУД, изменяя угол установки лопастей винта (шаг), обороты винта также остаются постоянными и составляют 1075 об./мин.
Из-за необходимости значительной мощности для холодной прокрутки двигателя пришлось уменьшить, насколько возможно, угол установки лопастей при запуске, он равен 3 град. В случае самопроизвольного перехода винта на малые углы атаки в полете возникает значительное лобовое сопротивление, именуемое отрицательной тягой. Для защиты от нее предусмотрены аварийные устройства: автофлюгирование по отрицательной тяге, по крутящему моменту, принудительное флюгирование лопастей винта от флюгерного маслонасоса, аварийная система флюгирования лопастей винта сжатым азотом, установка лопастей на промежуточный упор, гидравлический фиксатор шага винта на случай падения давления масла за регулятором оборотов винта (к моменту поступления самолета на испытания не все системы были доведены до работоспособного состояния).
Режим работы двигателя устанавливается рычагом управления двигателя (РУД) и контролируется по указателю положения рычага топлива (УПРТ), измеряемого в градусах. Взлетному режиму соответствуют: положение 98-104 град., обороты (в процентах) - 95,5-96,2; малому газу: положение - 0 град., обороты - 79,5-82,5. Кроме того, по соответствующим приборам контролируются давление топлива, масла, тепловой режим.
Если после посадки самолета лопасти винта снять с промежуточного упора и перевести их на режим авторотации, то создаваемая при этом отрицательная тяга способствует сокращению длины пробега. Во время стоянки самолета во избежание случайных повреждений винты устанавливаются на тормоз, сблокированный со стоп-кранами двигателей.
Топливная система служит для размещения керосина, подведения его к двигателям и экстренного слива в аварийных случаях. Керосин Т-1, Т-2, ТС-1 находится в 13 баках, двенадцать из которых симметрично расположены в крыльях и один - в лодке. Баки №№ 3 и 4 в кессонных частях центроплана являются расходными и снабжены электрическими подкачивающими насосами. Из остальных баков топливо в них поступает самотеком. Нормальная заправка топливом - 8600 кг. Она производится централизованно или через заправочные горловины. При аварийной ситуации в j полете за 6 мин. обеспечивается слив 4500 л. В грузоотсеке могут устанавливаться два дополнительных бака емкостью 1980 л (1380кг).
На самолете имеется комплекс оборудования, соответствующий его предназначению: это различные системы - гидравлическая, пневматическая, электроснабжения, противообледенения, кислородная, нейтрального газа, кондиционирования и вентиляции кабин; оборудование - противопожарное; аварийно-спасательное; морское; радионавигационное; пилотажно-навигационное; радиооборудование; фотооборудование, а также вооружение самолета. Гидравлическая система состоит из основной и запасной. Работу первой системы, предназначенной для выпуска и уборки шасси, закрылков, створок грузолюка, поворота водоруля и хвостового колеса, обеспечивают два насоса 435Ф на двигателях. В запасной системе, предназначенной для основного и аварийного торможения, а при необходимости - для уборки и выпуска шасси, закрылков, управления водорулем, используется электроприводной насос 465К. Рабочее давление в системе - 150 кг/см2.
Пневмосистема обеспечивает аварийное покидание самолета, наддув оборудования, открытие и герметизацию крышек люков и дверей. С ее помощью открывается люк штурмана, отстопоривается штурвал, откатываются крышки фонаря летчиков, открывается крышка контейнера лодки ЛАС-5М-3, обеспечивается электроприводным компрессором 1080А, создающим давление 150 и 55 кг/см2.
Система электроснабжения служит для автономного запуска двигателей и питания постоянным и переменным электрическим током бортовых потребителей. Источники переменного тока -четыре стартера-генератора СТГ-12ТМО-1000 на двигателях, турбогенераторная установка ТГУ-АИ-8 с генератором ГС-24А, две аккумуляторные батареи 12 САМ-28. Источники переменного тока - два генератора СГО-12МО, вырабатывающие переменный однофазный ток 115В, 400 Герц для питания противообледенительных устройств и некоторых устройств электронного оборудования. Вспомогательные источники электроэнергии - два преобразователя, которые MOiyr использоваться при неработающих двигателях. Электросистема переменного тока 36 в 400 герц, имеющая два преобразователя, вырабатывает переменный ток 36 в 400 герц для питания авиагоризонтов, вооружения. На самолете применена однопроводная система за исключением хвостовой части, где система двухпроводная, чтобы обеспечить лучшие условия для работы магнитометра.
Система противообледенения состоит из воздушно-тепловых и электротермических устройств. Горячим воздухом защищаются носки воздухозаборников, входной направляющий аппарат, носки центроплана, средние и консольные части крыла, стабилизатор, килынайбы и др. Электротермическая - обеспечивает стекла кабины летчиков и штурмана, винты, обтекатели втулок винтов, носок приемника воздушного давления и др.
Кислородная система поддерживает жизнедеятельность членов экипажа при полетах на высотах свыше 4000 м. Запас кислорода хранится в 20 баллонах Ш-20 (емкость - 4 л). Имеются парашютные кислородные приборы КП-27М у летчиков, КП-23 - у штурмана и радиста.
Система кондиционирования и вентиляции регулирует температуру воздуха в кабинах, их вентиляцию атмосферным воздухом. Воздух для системы отбирается за К) ступенью компрессоров, на высотах 500-2000 м в летнее время кабина вентилируется атмосферным воздухом.
Для заполнения свободного пространства топливных баков и исключения их возгорания при боевых повреждениях применяется система нейтрального газа. Запасы углекислоты ОСУ-5 хранятся в пяти баллонах и поступают в систему через фильтр.
Противопожарное оборудование включает средства, обеспечивающие сигнализацию о возникновении пожара, его локализацию и ликвидацию. В гондолах двигателей устанавливаются противопожарные перегородки, система сигнализации и четыре баллона с фреоном. В полости двигателей также имеются датчики и по два огнетушителя с фреоном. Тушение производится автоматически и вручную дистанционно. Отсек между шпангоутами лодки №№ 26-36 снабжен сигнализацией о пожаре. Для его тушения используются ручные переносные огнетушители.
Аварийно-спасательное оборудование предназначено для спасения экипажа при необходимости покидания самолета: индивидуальные спасательные парашюты, морские спасательные костюмы членов экипажа МСК-ЗМ, надувная лодка ЛАС-5М-2 с аварийной радиостанцией Р-850 («Кедр-С»). В ранцах парашютов каждого члена экипажа имеется надувная лодка МЛАС-1, аварийный запас продовольствия. Рабочие места летчиков оборудованы катапультными креслами, обеспечивающими начальную скорость 24,1 м/с.
Морское оборудование предназначено для обеспечения эксплуатации самолета с воды при буксировке, стоянке, заправке и выполнении спасательных работ. Основное оборудование размещено в кабине штурмана и включает бортовую лебедку, якорь адмиралтейского типа весом 19 кг с расчетной держащей силой 250-300 кг. Кроме того, имеются запасной якорный трос, два плавучих якоря, два складных стопорных крюка, линеметательное устройство с концом, сигнальные флажки, мегафон.
Радионавигационное оборудование включает- автоматический радиокомпас АРК-11, бортовое оборудование радионавигациейной системы ближней навигации РСБН-2С, автоматический УКВ радиокомпас АРК-У2, радиовысотомер малых высот РВ-УМ, оборудование системы посадки СП-50, доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса ДИСС-1.
Пилотажно-навигационное оборудование обеспечивает контроль за положением самолета в воздухе, выдерживание параметров полета, вождение самолета по заданной траектории и решение других задач.
Самолет оборудован современным для своего времени оборудованием: пилотажно-навигационной системой «Путь-1C» (малопригодна для практического использования, впоследствии заменена более удобной - «Привод-Е»), резервными авиагоризонтами, измерителями скорости и высоты полета, курсовой системой КС-4В, централью скорости и высоты ЦСВ-1, автоматическим навигационным прибором AHII-1B-1, электрическим автопилотом АП-6Е.
Радиооборудование самолета - типовое и, кроме самолетного переговорного устройства, включает связную радиостанцию (передатчик Р-807, радиоприемник УС-9ДМ), командные УКВ и ДЦВ радиостанции, аварийные радиостанции Р-850 (Р-851) и Р-855У («Прибой-IV»), бортовой звукозаписывающий магнитофон МС-61, доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса ДИСС-1, УКВ радиокомпас АРК-У2 и др.
Фотооборудование состоит из фотоприставки ФАРМ-2 для фотографирования экрана РЛС «Инициатива-2», ручного неавтоматического аппарата АФА-27т-49, аппарата с дистанционным управлением А-39 и съемного аппарата для маршрутной аэросъемки АФА-42/20.
Для подвески и прицельного сбрасывания буев, бомб и торпед на самолете предусмотрено соответствующее торпедо-бомбардировочное вооружение: кассетные и балочные держатели с замками, обеспечивающие дистанционное сбрасывание грузов и сигнализацию об их наличии на держателях; управление створками грузолкжов, взрывателями; подъемные приспособления; транспортировочные средства для доставки грузов к самолету. Для прицельного сбрасывания бомб, торпед, буев и спасательных средств предназначены ночной коллиматорный прицел НКПБ-7 и прицельно-вычислительное устройство ПВУ-С-1 («Сирснь-2М»), работающее в связи с бортовой РЛС И-2Б в качестве визира при использовании по радиовидимым целям.
Год принятия на вооружение - 1992 Размах крыла - 41,62 м Длина самолета - 43,84 м Высота самолета - 11,07 м Площадь крыла - 200 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 44000 - нормальная взлетная - 86000 - максимальная взлетная - 90000 Внутреннее топливо - 35000 кг Тип двигателя - основные - 2 ДТРД "ПНПП Авиадвигатель" Д-30ТКПВ - вспомогательные - 2 ТРД Климов РД-60К Тяга, - основные - 2 х 12000 кгс - вспомогательные - 2 х 2500 кгс Максимальная скорость - 760 км/ч Крейсерская скорость - 720 км/ч Практическая дальность - 5500 км Боевой радиус действия - 4100 км Практический потолок - 9700 м Экипаж - 8 чел
Обозначение НАТО: MERMAID
А-40 представляет собой свободнонесущий моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом и Т-образным хвостовым оперением. Крыло большого удлинения с мощной механизацией, состоящей из выдвижных двухщелевых закрылков, занимающих небольшую часть размаха.
По всему размаху передней кромки расположены отклоняемые носки. Под концевыми частями крыла на коротких пилонах установлены неубираемые поплавки, служащие для повышения устойчивости самолета на виде. Самолет снабжен задним водяным рулем. Впервые в мировой практике разработано днище переменной килеватости, что позволило значительно улучшить устойчивость и управляемость самолета при движении по воде, а также уменьшить перегрузки при взлете и посадке.
В планере самолета широко использовались клеенные конструкции и неметаллические материалы. В задней части корпуса расположен оружейный отсек длиной 6.1 м. В нем могут располагаться 3 противолодочные торпеды “ОРЛАН”, либо 4 ПКР “КОРШУН”, либо 4 ПКР “ЯСТРЕБ”, либо 6 ПКР “ОРЕЛ”.
Силовая установка машины состоит из двух ТРДЦ Д-30КВП Пермского НПО «Авиадвигатель», установленных на невысоких пилонах над обтекателями шасси за крылом, что защищает воздухозаборники от попадания в них воды при взлете и посадке. Дополнительная защита от попадания воды обеспечивается установкой брызгоотражателей по бортам корпуса в носовой части и перед реданом. Для улучшения взлетных характеристик с водной поверхности служат два бустерных двигателя, расположенных в пилонах под основными ТРДЦ. Имеется система дозаправки топливом в полете с топливоприемной штангой, размещенной сверху носовой части корпуса.
«Альбатрос» - машина амфибийная и может эксплуатироваться с воды или сухопутных аэродромов. Для этого он оснащен трехопорными шасси с носовым колесом. Основные четырехколесные стойки убираются в развитые зализы-обтекатели между крылом и фюзеляжем. Такое конструктивное решение практически не ухудшило аэродинамики самолета: величина лобового сопротивления увеличилась незначительно, так как удалось снизить вредную интерференцию между крылом и фюзеляжем.
В варианте ПЛО самолет оснащается прицельно-поисковой системой «Сова» с антенной радиолокатора в носовом обтекателе. В состав максимальной боевой нагрузки массой до 6500 кг входит до трех противолодочных торпед «Орлан» или до 4-6 противолодочных управляемых ракет «Коршун», «Ястреб» и «Орел» (все в бомбовом отсеке длиной 6,1 м). Под крылом предусматривается подвеска противокорабельных ракет Х-35. Кроме управляемых средств поражения «Альбатрос» способен нести на борту полный комплект имеющегося в российской армии минно- и бомбо-торпедного вооружения.
В поисково-спасательном варианте Бе-42 предусматривается размещение оборудования, необходимого для оказания различных видов медицинской помощи: противогипотермической, хирургической, противошоковой и других. К экипажу из пяти человек может подключиться спасательная группа из 4-6 человек. В их распоряжении на борту будут операционная, аппаратура автоматического оперативного и углубленного медицинского контроля, трансфузионный аппарат для прямых внутривенных переливаний крови, аппараты для ингаляционного наркоза и искусственной вентиляции легких, электрокардиограф, десантный врачебный комплект, набор лекарственных средств для обожженных, мешки-конверты, электрожилеты, комбинезоны-мешки для обогрева пострадавших, теплые костюмы и обувь, носилки и другое медицинское оборудование. Бортовые средства для спасаемых из воды включают две полужесткие глиссирующие моторные лодки ЛПС-6, механизированные трапы, спецснаряжение.
Пассажирский вариант Бе-40П рассчитан на перевозку 105 пассажиров на расстояние до 4000 км. Бе-40ПТ-грузопассажис-кий вариант самолета, обеспечивающий доставку 70 пассажиров или 37 пассажиров и груза в 6,5 т на расстояние до 4200 км. В грузовом варианте- 10т на расстояние до 4200 км.
В противопожарном варианте самолет может находится в воздухе до 9 часов и доставлять в район бедствия парашютистов и грузы, а также на скорости 250 км/ч сбрасывать на очаг пожара до 25 т огнегасящей жидкости со средней ее концентрацией у земли 2,3 л/м2. При наличии в районе пожара акватории протяженностью не менее 3200 м самолет сможет на режиме глиссирования выполнить несколько заборов воды для повторных ее сбросов на очаг пожара.
Год принятия на вооружение - 1940 Размах крыла - 21,44 м Длина - 14,76 м Высота - 4,1 м Площадь крыла - 66,7 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 5800 - нормальная взлетная - 11570 Тип двигателя - 2 ПД М-88Б Мощность - 2 х 1100 л.с. Максимальная скорость - 430 км/ч Крейсерская скорость - 406 км/ч Практическая дальность - 3800 км Максимальная скороподъемность - 1140 м/мин Практический потолок - 9700 м Экипаж - 3-4 чел
Ил-4Т - торпедоносец, созданный в ОКБ С.В. Ильюшина на базе дальнего бомбардировщика Ил-4 (ДБ-3Ф). В авиации Военно-Морского Флота СССР самолеты Ил-4 использовались как бомбардировщики, дальние разведчики, минные заградители, а также как высотные и низковысотные торпедоносцы.
Обладая большой дальностью и относительно высокой для то времени крейсерской скоростью полета, самолеты-разведчики Ил-4 за короткое время обследовали значительные участки поверхности моря и немедленно сообщали командованию об обстановке в заданных районах и обнаруженных целях, вызывали для их уничтожения бомбардировщики или торпедоносцы, сами атаковывали наиболее важные цели. Торпедоносные варианты самолета Ил-4 вооружались, как правило, одной торпедой, но некоторые опытные летчики удваивали боевые возможности своих самолет Ил-4Т, летая на боевые задания с двумя торпедами на борту.
Минные заградители Ил-4 могли нести парашютные авиационные мины различных типов, в том числе массой 500 и 1000 кг, а также беспарашютные якорные мины типа «гейро» диаметром 1,5 м. Мины ставились на морских коммуникациях, в проливах, на фарватерах вблизи вражеских баз и портов, на судоходных реках. Противник нес значительные потери от минных поставок, выполненных самолетами Ил-4. Кроме того, морские модификации самолета Ил-4 вооружались и ракетным оружием - шестью осколочно-фугасными снарядами PC-132, которые подвешивались под крыльями самолета и предназначались для подавления огня зенитных установок торпедируемых кораблей, уничтожения кораблей охранения, торпедных катеров и сидящих на воде гидросамолетов.
Год принятия на вооружение - 1969 Размах крыла - 37,42 м Длина самолета - 39,6 м Высота самолета - 10,16 м Площадь крыла - 140,0 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 33700 - максимальная взлетная - 63500 Внутреннее топливо - 30000 л Тип двигателя - 4 ТВД "Прогресс" АИ-20М Мощность - 4 х 4250 л.с. Максимальная скорость - 722 км/ч Крейсерская скорость - 656 км/ч Практическая дальность - 7100 км Боевой радиус действия - 6500 км Практический потолок - 10000 м Экипаж -10 чел
Обозначение НАТО: MAY
Самолет Ил-38 представляет собой цельнометаллический моноплан с низкорасположенным крылом, на котором размещены четыре ТВД АИ-20М конструкции А. Г. Ивченко, имеющие ресурс 4000 ч. Двигатели оснащались четырехлопастными автоматическими винтами АВ-68И диаметром 4,5 м. В системе регулирования двигателя и винта предусматривался ряд противоаварийных устройств: автофлюгирование, флюгирование флюгер-насосом, воздушно-механическая аварийная система флюгирования, установка лопастей винта на промежуточном упоре.
Топливная система включает в себя группы баков, симметрично расположенных в правой и левой половины крыла. Группы баков для питания двух правых и двух левых ТВД изолированы между собой, но при необходимости их можно соединить. К каждой паре двигателей топливо подается двумя насосами, каждый из которых обеспечивает питание обоих ТВД. Аля полной гарантии на самих двигателях установлено еще по одному насосу.
Шасси трехопорное. Основные опоры, расположенные на крыле в продолжении гондол внутренних ТВД, имеют тележки с четырьмя тормозными колесами. Передняя управляемая опора, расположенная в носовой части фюзеляжа под кабиной экипажа, снабжена двумя колесами. Все опоры убираются вперед по полету.
Для разгрузки летчика все операции по выпуску и уборке шасси автоматизированы. Управление самолетом ручное. Приемлемые для летчиков нагрузки на штурвал и педали достигнуты благодаря тщательному подбору компенсации рулей и элеронов. Гидросистема обеспечивает выпуск и уборку шасси, открытие и закрытие створок 6омболюка, торможение колес, поворот передней опоры, включение флюгирования винтов.
Специальное оборудование и вооружение вызвали необходимость значительного изменения планера самолета по сравнению с Ил-18А (положение крыла сместили на 4 шпангоута вперед). Благодаря этому в отсеке вооружения стало возможно размещать торпеды, имеющие значительную длину. В носовой части самолета под кабиной экипажа разместили обтекатель мощной войсковой РЛС. В оконечной части фюзеляжа за хвостовым оперением в длинном коке установили датчик детектора магнитных аномалий.
Помимо этого оборудования, для поиска подводных лодок на борту имелись сбрасываемые гидроакустические буи (активные и пассивные) и шумоанализатор. Последний позволял обнаруживать неприятельскую субмарину, идущую под РДП* по выхлопу ее дизельных двигателей. Самолет Ил-38 зарекомендовал себя неприхотливой, надежной и достаточно экономичной машиной. Машина выпускалась мелкими партиями по 15-20 самолетов в год до середины 70-х годов.
Находится на вооружении ВМС России и Индии.
* РДП - выдвижное устройство для питания воздухом работающего двигателя подводной лодки.
