Приветствуем, Бродяга! ------------ Приветствую тебя, Сталкер! Ну что стоишь? Проходи, не стесняйся. Мы рады любым гостям! ------------ Вход Регистрация
Характеристики Ил-78: Год принятия на вооружение - 1983 Размах крыла - 50,5 м Длина самолета - 46,59 м Высота самолета - 14,76 м Площадь крыла - 300 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 40000 - максимальная взлетная - 190000 Внутренне топливо - 82000 л Тип двигателя - 4 ТВД Авиадвигатель Д-30КП Тяга - 4 х 12000 кгс Максимальная скорость - 850 км/ч Крейсерская скорость - 800 км/ч Скорость при дозаправке - 400-600 км/ч Практическая дальность - 7300 км Дальность действия - 3650 км Практический потолок - 12000 м Экипаж - 6 чел Полезная нагрузка: Максимальная нагрузка - 65000 кг топлива. Типовая нагрузка: крыльевые баки - 14800 кг топлива, фюзеляжные баки - 28000 кг топлива.
Характеристики Ил-78М: Экипаж, чел. 7 Скорость, км/ч: максимальная 850 крейсерская 750—800 диапазон скоростей при дозаправке 400—600 Высота крейсерского полета, м 12000 Диапазон высот при дозаправке, м 2000—9000 Дальность, км: перегоночная 9500-10000 максимальная дальность полета с полезной нагрузкой 20000 кг 7300 максимальная дальность полета с полезной нагрузкой 50000 кг 3650 Масса, кг: максимальная взлетная 190000 максимальная взлетная для Ил-78М 210000 нормальная взлетная 170000 пустого самолета 98000 максимальная посадочная 151500 топлива в крыльевых баках 90000 топлива в фюзеляжных баках 28000 Длина разбега (при нормальной взлетной массе), м 1700 Длина пробега (при нормальной посадочной массе), м 450—850 Габариты самолета, м: размах крыла 50,5 длина 46,59 высота 14,76 Двигатель: ТРДД Д-30КП-2, кгс 4 по 12000 ВСУ ТА-12А, л.с. 500
Обозначение НАТО: MIDAS
Самолет Ил-78 предназначен для дозаправки военных самолетов в воздухе, прежде всего в целях увеличения их радиуса действия. Кроме того, дозаправка боевых самолетов в воздухе дает возможность взять на борт больше боевого груза или существенно увеличить продолжительность патрулирования в воздухе. Самолет Ил-78 был создан в начале 80-х годов его испытания проводились в 1983 году. При разработке самолета за основу был принят военно-транспортный самолет Ил-76МД, в конструкцию которого были внесены следующие изменения: в грузовой кабине установлены два цилиндрических топливных бака общей вместимостью 28000 кг топлива, кабина стрелка кормовой пушечной установки переоборудована в кабину оператора дозаправки с оснащением ее необходимыми приборами, под каждой из консолей крыла и в задней части фюзеляжа с левой стороны установлены унифицированные подвесные агрегаты заправки УПАЗ-1А Сахалин, усовершенствовано радиоэлектронное оборудование, в частности, установлена система ближней навигации "Встреча", позволяющая осуществлять взаимный поиск и сближение воздушного танкера и боевого самолета на дистанции 300 км в сложных метеорологических условиях и в любое время суток.
Стандартными вариантами передачи топлива в воздухе считаются дозаправка одного самолета класса "тяжелый бомбардировщик" с подфюзеляжного подвесного агрегата или двух самолетов класса "истребитель" - с подкрыльевых агрегатов. Однако возможна и одновременная заправка трех самолетов-истребителей с использованием всех трех заправочных агрегатов. На расстоянии 1000 км от своего аэродрома базирования танкер может передать другим самолетам 60000-65000 кг топлива, на расстоянии 2500 км эти возможности уменьшаются до 32000-36000 кг. В зависимости от выбранного режима заправки производительность при раздаче топлива составляет 900-2200 л/мин.
Особенностью первого варианта самолета-заправщика Ил-78 является то, что после снятия агрегатов заправки и демонтажа установленных в грузовой кабине топливных баков самолет может использоваться в качестве транспортного, так как грузовой люк с рампой и створками на нем сохранился.
Диаметр главного винта - 15,90 м Длина - 11,60 м Высота - 5,50 м Ширина - 3,80 м Масса, кг - пустого - 5520 - нормальная взлетная - 11400 - максимальная взлетная - 12500 Тип двигателя - 2 ГТД Климов ТВ3-117ВК Мощность - 2 х 2255 л.с. Максимальная скорость - 255 км/ч Крейсерская скорость - 220 км/ч Практическая дальность - 680 км Продолжительность полета - 2.30 ч.мин Практический потолок - 5000 м Статический потолок - 3500 м Экипаж - 3 чел.
Необходимость в средствах ДРЛО проявилась во время англо-аргентинского вооруженного конфликта в районе Фолклендских (Мальвинских) островов. Отсутствие в составе английских экспедиционных сил самолетов или вертолетов ДРЛО не позволило своевременно осуществлять поиск, обнаружение и перехват низколетящих самолетов противника. Использование же в качестве средства ДРЛО эскадренных миноносцев привело к потере двух таких миноносцев ("Шеффилд" и "Ковентри").
Задание на разработку вертолета ОКБ им. Н.И. Камова получило в 1985 году. При разработке Ка-31 за основу были взяты планер, силовая установка и несущая система транспортно-боевого вертолета Ка-29. Наибольшая сложность при этом заключалась в сопряжении мощной радиолокационной станции с остальным пилотажно-навигационным оборудованием вертолета и обеспечение достаточной стабильности полета вертолета при вращающейся антенне РЛС. Первый полет опытного образца состоялся в 1987 году. После длительных испытаний и доводки вертолет был принят на вооружение авиации ВМФ России в 1995 году. Серийное производство вертолета подготовлено на вертолетном заводе в г. Кумертау.
Предназначен для обнаружения на дальних рубежах как воздушных целей типа "самолет" - "вертолет" на предельно малых высотах полета, так и надводных кораблей, их сопровождения и автоматической передачи данных на наземные и корабельные пункты управления. Вертолет корабельного базирования Ка-31 предназначен для защиты от ударов с воздуха соединений боевых кораблей, действующих вне зоны действия береговых РЛС и самолетов ДРЛО. Является модификацией вертолета Ка-29, оборудованной для ведения разведки и защиты корабельных соединений от атак с воздуха. Вертолет радиолокационного дозора Ка-31 создан на базе Ка-29. Предназначен для обнаружения воздушных (в том числе маловысотных, на фоне земли или моря), а также надводных целей и автоматической передачи информации о них на боевые корабли или наземные комплексы ПВО.
Ка-31 не имеет аналогов в мировом вертолетостроении. Вертолет Ка-31 создан на базе вертолета Ка-29 с возможностью базирования на суше и на кораблях различного класса. Вертолет может базироваться на тех же кораблях, что и Ка-27 и Ка-29. Возможно также использование его в сухопутном варианте для решения задач ПВО наземных войск.
Основу бортового комплекса составляет мощная РЛС на твердотельных элементах, имеющая для кругового обзора выпускаемую в полете антенну с плоской фазированной решеткой. Антенна в походном положении находится под днищем фюзеляжа.
Бортовой радиоэлектронный комплекс позволяет осуществлять автоматизированный полет вертолета по запрограммированному маршруту в любых погодных и климатических условиях, обнаруживать и брать на автосопровождение 20 целей.
Информация о целях в автоматическом режиме по телекодовому каналу связи передается на пункты управления. На вертолете установлена система ДРЛО Е-801 "Око", разработанная в нижегородском НИИ радиотехники. В транспортном положении антенна прилегает к нижней поверхности фюзеляжа, создавая при этом минимальное аэродинамическое сопротивление. Для перевода в рабочее положение антенна отклоняется вниз на 90 град., при этом стойки шасси приподнимаются вверх, чтобы шасси не мешало работе РЛС. РЛС (с ФАР, вес антенны - 200 кг, длина антенны - 5.75 м, площадь антенны 6 кв. м ) обеспечивает обнаружение и сопровождение до 20 целей с размерами истребителя на расстоянии 100-150км и 250-285км для надводных целей типа "катер".
Пилотажно-навигационный комплекс вертолета, разработанный в КБ приборостроения в Саратове, кроме стабилизации полета вертолета с вращающейся антенной, обеспечивает также выдерживание заданных параметров курса и высоты полета, полет по заданной трассе и автоматический заход на посадку и зависание на высоте 25 м над местом посадки. Полеты могут выполняться в любое время суток в простых и сложных метеорологических условиях. Время полного оборота антенны составляет 10 сек.
РЛС кругового обзора с фазированной антенной решеткой, убирающаяся в нерабочем положении под фюзеляж, способна обнаруживать и сопровождать малоразмерные объекты, летящие на малых или сверхмалых высотах, а также малоразмерные морские цели. В автоматическом режиме осуществляет обнаружение и опознавание воздушных и морских целей определяет параметры их движения и передает данные в реальном масштабе времени на наземные или корабельные пункты управления.
Шасси вертолета выполнено частично убирающимся (подтягивающимся), что обеспечивает бортовой РЛС круговой незатененный обзор. Пилотажно-навигационное оборудование позволяет Ка-31 выполнять автоматизированный полет по заданному маршруту. При использовании в интересах Сухопутных войск Ка-31 может базироваться на небольших неподготовленных площадках вблизи расположения мобильных зенитно-ракетных комплексов, обеспечивая их целеуказанием. По своим характеристикам Ка-31 не имеет аналогов в мире.
Сообщение отредактировал Lilianna - Пятница, 27.06.2008, 12:24
Год принятия на вооружение - 1961 Размах крыла - 51,20 м Длина самолета - 55,20 м Высота самолета, м - полная - 16,05 - без антены - 13,70 Площадь крыла - 311,50 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 105000 - нормальная взлетная - 170000 - максимальная взлетная - 175000 Внутренние топливо - 72980 Тип двигателя - 4 ТВД ККБМ (Кузнецов) НК-12ВМ Мощность - 4 х 15000 л.с. Максимальная скорость - 850 км/ч Крейсерская скорость - 650 км/ч Практическая дальность - 12550 км Продолжительность полета - 25 ч Практический потолок - 11000-13000 м Экипаж - 4-5 чел (+ 7-8 операторов)
Обозначение НАТО: MOSS
Как и базовый самолёт, Ту-126 построен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана. Для обеспечения путевой устойчивости под фюзеляжем установлен дополнительный киль-гребень. Стабилизатор выполнен переставным. Шасси трёхопорное с носовой стойкой. Силовая установка состоит из 4 турбовинтовых двигателей НК-12МВ конструкции Н.Д.Кузнецова. Отличительной особенностью Ту-126 была огромная антенна РЛС (диаметр - 11 м, высота - 2 м, масса - 12 т), установленная в обтекателе над фюзеляжем на пилоне высотой 2,6 м и вращавшаяся вместе с обтекателем вокруг своей оси со скоростью 10 об/мин (специаольно для Ту-126 было организовано производство подшипников диаметром 1200 мм). Пассажирская кабина полностью перекомпанована: передняя и средняя части фюзеляжа были заняты пультами с рабочими местами операторов, задняя - агрегатами РЛС и аппаратурой связи. Количество иллюминаторов значительно сокращено. Оборонительное вооружение состояло из кормовой пушечной установки (2 пушки АМ-23). Лётный и радиотехнический экипажи дублировались и работали посменно.
Комплекс "Лиана" мог надёжно обнаруживать воздушные цели, идущие на больших и средних высотах. В состав оборудования самолёта входил расширенный бортовой комплекс средств связи и навигации, позволявший вести обмен данными с наземными, корабельными и воздушными командными пунктами. С борта Ту-126 можно было наводить на цель истребители и зенитные ракетные комплексы, боевые корабли и береговые батареи (на морские цели). Серийные самолёты отличались от прототипа наличием станции радиоразведки "Ромб" и штанги дозаправки топливом в полёте (аналогичной на Ту-95КД). Наличие оборонительного вооружения было признано нецелесообразным (комплекс "Диана" обнаруживал носителей ракет "воздух-воздух" и работающие РЛС задолго до их выхода на рубежи пуска). Во время эксплуатации самолёты дооснащались дополнительными средствами радио и радиотехнической разведки. Часть самолётов была оснащена аппаратурой РЭБ (устанавливалась в хвостовом отсеке).
Год принятия на вооружение - 1984 Размах крыла - 50,5 м Длина самолета - 46,59 м Высота самолета - 14,8 м Максимальный диаметр фюзеляжа - 4,8 м Площадь крыла - 300 кв.м Масса, кг - нормальная взлетная - 190000 Тип двигателя - 4 ТРД ПС-90А Тяга - 4 х 16000 кгс Максимальная крейсерская скорость - 800 км/ч Практическая дальность - 7500 км Практический потолок - 12000 м Экипаж - 5 чел + 10 РТК
Обозначение НАТО: Mainstay
Создан на базе военно-транспортного Ил-76МД на Таганрогском авиационном научно-техническом комплексе им. Г.М.Бериева совместно с НПО "Вега-М" и НИИ приборостроения.
Основное оружие нашего А-50 - мощный радиотехнический комплекс "Шмель", состоящий из:
- трехкоординатная радиолокационная станция с пассивным каналом пеленгации , - аппаратура съема и отображения полученной информации, - система активного запроса - ответа и передачи команд или информации целеуказания перехватчикам, - цифровой вычислительный комплекс для решения задач управления, наведения истребителей на воздушные цели, - система госопознавания, - аппаратура командной линии радиоуправления, - аппаратура ЗАС, - система связи, - телекодовая аппаратура, - аппаратура документирования.
Общая масса радиотехнического комплекса - 20т. Радиолокационная станция, работающая в сантиметровом диапазоне, способна обнаружить цель класса "истребитель", летящую на малой высоте на фоне земли на дальности 200-400 км, на большой высоте - 300-600 км. Морские цели обнаруживаются на удалении до 400 км. Количество одновременно сопровождаемых целей - 50-60 (на усовершенствованном варианте - до 150 целей), число одновременно наводимых истребителей - 10-12. Для выявления старта тактических и оперативна тактических баллистических ракет, а также ракет морского базирования на модернизированный самолет может устанавливаться инфракрасная система обнаружения факела двигателя ракеты, способная на высоте 10 000 м o6нгаружить факел стартующей ракеты на дальности до 1000 км. Автоматизированные рабочие места операторов снабжены крупноформатными цветными индикаторам на ЭЛТ.
Цифровой вычислительный комплекс построен с использованием БЦВМА- 50 (НИИ "Аргон") с архитектурой ЕС ЭВМ. БЦВМ выдаст обработанную информацию на экран индикаторов в буквенно-цифровом и плановом видах. Сюда же выводятся данные о взаимодействующих с АКРДН истребителях - номера, курс, высота, скорость, остаток топлива.
Взаимодействие с перехватчиками осуществляется по фиксированным автоматизированным каналам наведения. Дальность оперативной радиосвязи по каналу KB диапазона 2000 км, а по каналу УКВ диапазона и по широкополосной радиолинии-400 км. Имеется спутниковая радиолиния, обеспечивающая глобальную связь. Самолет оснащен пилотажно-навигационным комплексом, предназначенным для решения задач самолето-сопровождения в любых метеорологических условиях, па любых географических широтах, в любое время суток, а также для выдачи пилотажно-навигационной информации в специальные комплексы.
Имеется комплекс самообороны, обеспечивающий защиту от истребителей противника в передней и задней полусфере, включающий средства активного и пассивного радиоэлектронного противодействия (и радиолокационные отражатели и навесные батареи с ложными тепловыми целями - такой самолет впервые был показан 11-16 августа 1992 года на Мосаэрошоу-92 ).
Самолет оборудован системой дозаправки топливом в полете методом шланг - конус. Имеются устройства выброса ложных тепловых целей
БРЭО самолета обеспечивает выполнение боевых задач при организованных помехах и противодействии противника.. По мнению главного конструктора комплекса "Шмель" В. П. Иванова, уступая американскому E-3 "Сентри" в дальности обнаружения целей и по числу автоматизированных каналов наведения, А-50 превосходит его по уровню выделения целей на фоне мешающих отражений от земной поверхности. Установленная на А-50 аппаратура тяжелее американского оборудования аналогичного назначения примерно в полтора раза.
В комплекс входят также несколько систем, обеспечивающих связь А-50 с другими объектами ПВО. Все выполнено на современном уровне, включая использование спутников для координатной системы и связи. Обслуживают "Шмель" всего 10 операторов. (Для сравнения на "Сентри" их более 20). Как у всякого АВАКСа, на А-50 установлен обтекатель вращающейся антенны радара кругового обзора. На снимке виден его впечатляющий размер (диаметр 10,5 м, высота - 2 м). Конструкторам надо было решить задачу аэродинамического и радиотехнического совмещения радара и Т-образного хвостового оперения "Ила". И они расположили обтекатель сзади крыла (недалеко от задней кромки) и центра тяжести всей машины на двух пилонах, так что его плоскость (большой площади) находится ниже стабилизатора, но заметно выше фюзеляжа.
Такое расположение достаточно удачное: А-50 уже давно летает, и особых замечаний по его пилотированию нет, хотя огромный "гриб" вряд ли улучшает аэродинамику самолета. Очевидно, что создаваемый обтекателем нисходящий поток уменьшает подъемную силу стабилизатора, снижает его эффективность, но, с другой стороны, плоскость обтекателя также создает дополнительный стабилизирующий эффект. В любом случае было бы желательно для улучшения эффективности управления самолетом по тангажу увеличить площадь стабилизатора, но на такие изменения планера ОКБ и завод не пошли. Ведь радар установлен вблизи центра тяжести, центровка самолета в полете меняется незначительно (как у обычного Ил-76 в зависимости от выработки топлива). Первые же испытания А-50 показали, что необходимо улучшить устойчивость по тангажу. Для этого, а также для уменьшения влияния отраженных радиоизлучений и улучшения селектирования целей на фоне земли, сзади на обтекателях шасси поставили большой площади треугольные горизонтальные аэродинамические гребни. Под левый гребень выведена выхлопная труба ВСУ. Грузовая рампа для этого самолета функционально не нужна, поэтому створки люка зашиты металлическими листами.
Установка обтекателя радара создала дополнительный вихревой поток, попадающий на переднюю кромку киля, снижающий его эффективность и существенно влияющий на устойчивость по курсу. Конструкторы, учитывая это обстоятельство, тщательно запрофилировали пилоны обтекателя, и в результате они создают значительный стабилизирующий эффект (по курсу). По бокам носовой и хвостовой части фюзеляжа установлены каплеобразные обтекатели мощной аппаратуры РЭБ. Перед центропланом расположен обтекатель антенн спутниковой связи. В переднюю кромку крыла и у корней врезаны квадратные радиопрозрачные панели, а справа - еще и небольшой воздухозаборник. Чтобы "гриб" не заслонял верхний проблесковый огонь, последний перенесли с центроплана на вершину киля. Обтекатели механизмов уборки основного шасси, которые у Ил-76 плавно сходят "на нет" спереди и сзади, на А-50 имеют постоянное сечение почти по всей длине.
Спереди в обтекателях с двумя круглыми воздухозаборниками охлаждения также расположили аппаратуру. Поэтому ВСУ пришлось перенести из передней части левого обтекателя в заднюю, под гребень, а чтобы она устойчиво работала на всех режимах, плоский воздухозаборник со створкой заменили выступающей наверх "ноздрей". Как и его предшественник, А-50 может дозаправляться в воздухе - перед остеклением пилотской кабины установлена заправочная штанга, от которой по правому борту идет наружный топливопровод к центроплану. При ночной заправке штанга подсвечивается двумя убирающимися фарами. Без дозаправки самолет может находиться на боевом курсе до четырех часов. В испытаниях А-50 участвовал добрый десяток прототипов, различавшихся в деталях. Так, машины с бортовыми номерами 10 и 15 имели стандартную для Ил-76 форму задних частей обтекателей шасси. Обтекатели антенн аппаратуры РЭБ и спутниковой связи были окрашены в белый цвет (в серии их сделали темно-серыми). У еще одного прототипа без номера не было обтекателей аппаратуры РЭБ по бокам и "зубов" на радиопрозрачной панели под носом, а верхний проблесковый огонь находился над центропланом, зато задние части обтекателей шасси были утолщены (что было принято в серии).
Итак, авиационный комплекс А-50 может:
- обнаруживать и сопровождать воздушные цели; - опознавать их государственную принадлежность; - управлять воздушным движением и наведением на цель; - передавать данные радиолокационной обстановки в зоне обзора другим участникам ПВО; - принимать команды с пункта управления; - выполнять функции командного пункта управления; - определять источники излучения и пеленги на них.
Первые поступившие на вооружение А-50 получили весьма аскетичную окраску - верхняя часть фюзеляжа белая, нижняя часть (до уровня обтекателя топливопровода системы дозаправки), несущие поверхности и мотогондолы с пилонами - серые. Опознавательные знаки - звезды на шести позициях, наносились на верхние, и нижние поверхности крыла, а также киль. Красные двухзначные бортовые номера с тонкой черной окантовкой располагались в хвостовой части фюзеляжа за люками аварийных выходов.
Диски колес традиционно окрашивались зеленой термостойкой краской. Створки реверса двигателей имели цвет неокрашенного металла. В задней части пилонов двигателей и на прилегающей к двигателям нижней поверхности крыла нанесены черные «антинагарные» поля. Противобликовое покрытие в носовой части тоже черное, матовое. Штанга дозаправки в воздухе - верхняя часть черная матовая, аналогично противобликовому покрытию, нижняя - белая. Обогреваемые части воздухозаборников двигателей, пилонов радиопрозрачного обтекателя, предкрылки, носки киля и стабилизатора - анодированный металл, покрытый лаком. Линии, маркирующие зоны вырубки обшивки при аварии - желтые. Люки аварийных выходов с синей окантовкой. Все радиопрозрачные обтекатели, кроме вращающегося обтекателя антенны РЛС - белые. Вращающийся обтекатель РЛС - серый.
Иллюминаторы основного и аварийных выходов, боковые и верхние окна пилотской кабины (кроме передних окон и сдвижных форточек) снабжены стеклом с металлизацией для защиты от СВЧ - излучения РЛС и поэтому имеют характерный золотистый оттенок.
На А-50 поздних серий выпуска все радиопрозрачные обтекатели получили серую окраску. Граница между серой и белой окраской стала проходить ниже, под каплеобразными радиопрозрачными обтекателями комплекса РЭП, захватывая верхнюю часть входной двери. Бортовые номера наносились на той же позиции, но выше.
Машины, входящие в состав авиационной базы боевого применения самолетов РЛДН ВВС России, наконец, получили «бортовую живопись» - круглые «шевроны» с эмблемой базы за кабиной экипажа (только с правого борта). Бортовые номера стали дублироваться более мелко белым цветом на передних створках основных стоек шасси.
Все самолеты несут следы длительной эксплуатации и хранения на открытом воздухе. Серая окраска тускнеет и высветляется, появляются потертости на противобликовом покрытии. На вращающемся обтекателе РЛС «родная» серая окраска сохраняется только в его нижней части. Сверху, радиопрозрачные секции «гриба» получают своеобразный «камуфляж» из пятен серой краски и проступающей из-под нее зеленой грунтовки. На кессоне обтекателя из-под краски проглядывает дюраль.
Размах крыла - 31,89 м Длина самолета - 23,5 м Высота самолета - 9,2 м Площадь крыла - 98,6 кв.м Тип двигателя - 2 ТВД Д-463К, 1 ТРД РД-38А Тяга - 2 х 7500 + 1 х 2900 Максимальная скорость - 650 км/ч Крейсерская скорость - 530 км/ч Продолжительность патрулирования - 5 ч Практический потолок - 10800 м Экипаж - 6 чел.
Обозначение НАТО: MADCAP
1. Планер самолета:
фюзеляж - исходный от Ан-72 до шпангоута №23, далее новая хвостовая часть;
крыло - без изменений;
шасси - стойки без изменений, колеса новые, но габариты сохранены;
горизонтальное оперение - палубное, полученное путем доработки базового;
антенный обтекатель конструктивно состоял из металлической кессонной части и стеклопластиковых оболочек А1, А2, A3.
За пилотской кабиной фюзеляж делился на три отсека. В первом располагались рабочие места операторов РТК со стойками отображения информации (по правому борту), аппаратура РТК, частично самолетное оборудование (по левому борту и на антресолях). Во втором размещалась аппаратура вычислительной системы РТК, самолетное оборудование (по левому и правому бортам и на антресолях). В третьем - аппаратура РЛС, разгонный двигатель, оборудование СЖО и элементы системы управления. 1-й и 2-й отсеки разделялись металлической перегородкой с дверью, а 2-й и 3-й - сетчатой перегородкой с дверью. С целью устранения влияния вибраций фюзеляжа оборудование радиолокационного комплекса, установленное в третьем отсеке, располагалось на единой амортизированной платформе, конструкция которой одновременно служила воздуховодом системы охлаждения. Часть оборудования установлена в подпольном пространстве фюзеляжа, обтекателях шасси и зализах крыла.
ВСУ и прочие системы силовой установки - аналогично серийному Ан-72.
3. Системы и оборудование доработаны следующим образом.
3.1. Энергосистема:
для обеспечения потребностей РТК вместо двух привод-генераторов ГП-21 установлены четыре ГП-23. Соответственно изменены конструкции энергоузла и распределительных устройств. Энерговооруженность самолета возросла в 4 раза и составила 240 кВа.
3.2. Воздушная система дополнительно включает в себя:
- систему наддува блока радиоэлектронной аппаратуры; - систему наддува устройств РТК; - систему воздушного охлаждения наддувом; - систему воздушного охлаждения отсосом; - систему жидкостного охлаждения. Оборудование систем охлаждения, размещенное в обтекателях шасси, зализе крыла, внутри фюзеляжа, работает в ручном и автоматическом режиме на земле и в воздухе .
3.3. Система управления рулем направления (РН) новая, организована следующим образом. Проводка управления - механическая. Верхние секции РН кинематически связаны между собой. В канал управления обеими секциями первого звена по необратимой схеме включены гидроусилители, работающие от двух гидросистем. На взлете и посадке угол отклонения нижней секции первого звена ограничивается, а управление верхней секцией отключается. Обе секции первого звена связаны с нижней секцией второго звена через механизмы рассогласования и изменения передаточного отношения. К проводке управления обеими секциями первого звена подсоединяются через дифференциальную качалку электромеханические рулевые машины автономного демпфера рыскания АДР-87, улучшающего характеристики путевой устойчивости и управляемости самолета.
3.4. Организована система привода блока АО.
3.5. Пилотажно-навигационное оборудование самолета - модифицированный под задачи ДРЛО комплекс от Ан-72. Дополнительно установленная инерциальная система И-21 взаимодействует с цифровой ЭВМ из состава навигационной вычислительной системы (НВС) и с аппаратурой дальней навигации. Обмен информации между этими системами происходит в цифровом представлении с помощью последовательного кода. НВС, сопряженная с аппаратурой ближней навигации и посадки, радиолокационным комплексом, системой автоматического управления и РТК, предназначена для сбора, обработки, хранения информации и формирования управляющих сигналов, необходимых для решения задач автоматизированного самолетовождения.
Характеристики самолета МиГ-25Р: Год принятия на вооружение - 1969 Размах крыла - 13,42 м Длина самолета - 21,55 м Высота самолета - 6,00 м Площадь крыла - 62,40 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 20500 - нормальная взлетная - 37000 - максимальная взлетная - 41200 Топливо - 15245 кг Тип двигателя - 2 ТРДФ Р-15Б-300 Тяга, - нефорсированная - 2 х 7450 кгс - форсированная - 2 х 11200 кгс Максимальная скорость - 3000 км/ч Скорость разведывательного полета - 2650 км/ч Практическая дальность действия, км - со сверхзвуковой скоростью без ПТБ - 1635 - с дозвуковой скоростью без ПТБ - 1865 - со сверхзвуковой скоростью с 5300 л ПТБ - 2130 - с дозвуковой скоростью с 5300 л ПТБ - 2400 Максимальная скороподъемность - 18000 м/мин Практический потолок - 23000 м Максимальная эксплуатационная перегрузка - 5 Экипаж - 1 чел
Полезная нагрузка: 3-5 АФА: от 2 до 4 АФА А-70М и одного топогpафического АФА-Е/10. Они pазмещались в 5-ти отсеках с пpозpачными обтекателями, pасположенных внизy носовой части фюзеляжа.
Характеристики самолета МиГ-25РБ: Год принятия на вооружение - 1969 Размах крыла – 14,015 м Длина самолета – 19,75 м Высота самолета – 5,139 м Площадь крыла – 61,40 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 14570 - нормальная взлетная - 18940 - максимальная взлетная - 36720 Тип двигателя - 2 ТРДФ Р-15Б-300 Тяга, - нефорсированная – 2 х 7450 кгс – форсированная – 2 х 11200 кгс Максимальная скорость - 3000 км/ч Практическая дальность действия, км - со сверхзвуковой скоростью без ПТБ - 1635 - с дозвуковой скоростью без ПТБ - 1865 - со сверхзвуковой скоростью с 5300 л ПТБ – 2130 - с дозвуковой скоростью с 5300 л ПТБ - 2400 Максимальная скороподъемность - 2880 м/мин Практический потолок - 23000 м Максимальная эксплуатационная перегрузка – 3,8 Экипаж - 1 чел
Вооружение: Боевая нагрузка - 4000 кг на 4 подвесках: 4 х 2 500 -кг бомбы, 4 ПРЛУР Х-58 (МиГ-25БМ), 2-4 УР "воздух-воздух" Р-60.
ОКБ им. Микояна МиГ-25Р Обозначение НАТО: FOXBAT
МиГ-25Р предназначен для оптической, радиотехнической и радиолокационной разведки с больших высот. В ответ на появление в США высотных разведчиков Lokheed U-2 и Martin/General Dynamics RB-57F во второй половине 50-х годов в ряде советских ОКБ начались исследования аналогичных высотных разведывательных самолетов с крылом большого удлинения. Однако в 1959 году усилия конструкторов были переключены на создание сверхзвукового самолета Е-155 в варианте как истребителя-перехватчика (Е-155П), так и высотного разведчика (Е-155Р). Кроме того, рассматривалась возможность создания самолета-носителя аэробаллистической ракеты Е-155Н.
Как и истребитель-перехватчик МиГ-25П, самолет-разведчик МиГ-25Р выполнен по схеме двухдвигательного высокоплана с трапециевидным крылом, двухкилевым вертикальным и цельноповоротным горизонтальным оперением. В килях размещались дополнительные ТБ для увеличения дальности полета. Hа первых сериях устанавливали кресла КМ-1, которые позднее сменили на КМ-1М. Для обеспечения пyтевой yстойчивости пpименили двyхкилевое опеpение, подфюзеляжные гpебни, а на пеpвых пpедсеpийных машинах еще и гpебни на законцовках кpыла. Hа пеpвом пpототипе Е-155Р-1 yгол попеpечного "V" был выбpан нyлевым. Позже, для yлyчшения yпpавляемости по кpенy, на концевых топливных баках yстановили отклоненные вниз гpебни. Затем, на Е-155Р-3 консоли кpыльев опyстили вниз на 5о, концевые баки yбpали, на их место yстановили пpотивофлаттеpные гpyзы. Hа самолетах МиГ-25Р с номеpами 020СТОЗ yстановлены "пpивычные" законцовки кpыльев вместо обтекателей с пpотивофлаттеpными гpyзами.
Обоpyдование МиГ-25Р включало 3-5 АФА: от 2 до 4 АФА общей фоторазведки А-70М и одного топографического АФА-Е/10. Фотооборудование размещалось в пяти отсеках с прозрачными обтекателями, расположенных внизу носовой части фюзеляжа. Взаимозаменяемость комплексов фоторазведывательной аппаратуры достигается за счет установки их на сменном люке.
Кроме фотоаппаратуры, размещалась аппаратура "Ромб-4А" (с возможностью замены на "Ромб-45") для ведения общей радиотехнической разведки, а также (в сменных литерах) станция активных радиопомех.
27 марта 1965 г. Постановлением Совета Министров была поставлена задача создания модификаций Е-155Р, оснащенных более совершенными системами радиоэлектронной разведки - станцией детальной РТР и РЛС бокового обзора и более эффективной станцией общей РТР.
В 1969 году, на основе опыта боевого применения авиации на Ближнем Востоке, было принято решение о расширении функций самолета путем оснащения его бомбардировочным вооружением. В 1970 г. было начато производство второй серийной модификации МиГ-25РБ, способной не только вести разведку, но и наносить удары с больших высот по площадным наземным целям. В эту модификацию были переоборудованы и все ранее выпущенные самолеты МиГ-25Р. Модификации МиГ-25РБ с новой аппаратурой, получившие названия МиГ-25РБК, МиГ-25РБС и МиГ-25РБВ и стали основными, наиболее массовыми самолетами семейства. Во всех вариантах разведчика и разведчика-бомбардировщика было выпущено более 200 машин.
ОКБ им. Микояна МиГ-25РБ
Предназначен для ведения разведки с больших высот и нанесения бомбовых ударов по стационарным наземным целям. Работы по его созданию начались в 1958 г., когда ОКБ А.И.Микояна приступило к исследованиям облика самолета, способного выполнять задачи, возлагавшиеся в США на разведчики Локхид U-2 и Мартин-Дженерал Дайнэмикс RB-57F. В дальнейшем было принято решение о создании вариантов разведывательного самолета и высотного истребителя-перехватчика на базе единого планера. В марте 1961 г. началось техническое проектирование самолета К-155, а 6 марта 1964 г. состоялся первый полет опытного самолета Е-155Р-1. В 1969-м Горьковский (ныне Нижегородский) авиазавод приступил к серийной постройке новой машины, получившей обозначение МиГ-25РБ.
В дальнейшем функции разведывательного самолета были расширены: наличие инерциальной навигационной системы позволило ему поражать наземные цели свободнопадающими бомбами с больших высот и на скоростях, соответствующих М=2. В 1972 г. были созданы ударные разведчики МиГ- 25РБК и МиГ-25РБС, отличавшиеся составом радиоэлектронного оборудования и ориентированные на поражение различных групп целей. В 1978-м появилось новое поколение самолетов: МиГ-25РБВ и МиГ-25РБТ, а в 1981-м - МиГ-25РБФ (переоборудованные МиГ-25РБК) и МиГ-25РБШ (переоборудованные МиГ-25РБС). Для поражения наземных РЛС в 1982 г. на базе МиГ-25РБ был создан специализированный самолет МиГ-25Бм, оснащенный системой обнаружения радиолокаторов противника и противорадиолокационными ракетами Х-58.
МиГ-25РБ оснащен двумя ТРДФ Р-15Б-300 (2х11250 кгс), оптимизированными для полета на большой высоте в форсажном режиме. Бортовое оборудование включает инерциальную навигационную систему, бортовую ЦВМ, допплеровский измеритель скорости и сноса, бомбардировочную систему "Пеленг", производящую автоматический сброс бомб по заданным координатам, САУ самолетом АСУ-155, а также систему РЭБ СПС-141 (МиГ-25РБТ) . Для ведения водушной разведки самолет оснащен аэрофотоаппаратами, РЛС бокового обзора и различными радиотехническими системами. Разведывательное оборудование состоит из АФА А-72 и А-10-10 (на МиГ-25Р и МиГ-25РБ), радиотехнических систем "Вираж" СРС-4А и СРС-4Б (МиГ-25Р и МиГ-25РБ), СРС-9 (МиГ-25РБВ), "Куб" (МиГ-25РБК) и "Сабля" (МиГ-25РБС).
Вооружение МиГ-25РБ может включать до 4000 кг бомб калибром 500 кг на четырех подкрыльевых узлах внешней подвески. Самолет МиГ-25БМ вооружен четырьмя УР Х-58 Оборонительное вооружение может включать ракеты малой дальности с ТГС.
На базе МиГ-25РБ была создана и выпускалась малой серией малоизвестная модификация самолета - разведчик погоды МиГ-25МР. Он предназначался для метеорологических наблюдений и отличался от разведчика спецоборудованием и отсутствием фотоапаратов и станций СРС-4.
Экипаж, чел. 6 Число пассажиров (спасаемых) 196 Тип двигателя Д-28ВФ Мощность двигателя, л.с. 4х6500 Диаметр несущего винта, м 35 Масса пустого вертолета, кг 69100 Нормальная взлетная масса, 97000 кг. Максимальная взлётная масса, 105000 кг. Нормальная масса груза, 20000 кг. Максимальная масса груза, 24000 (40000*)кг. Максимальная скорость полета, 260 км/ч Крейсерская скорость полёта 240 км/ч. Практическая дальность полета, км 500 Динамический потолок, м 3500 Статический потолок без учёта влияния земли, 10 м. Статический потолок с учётом влияния земли, 500 м. Перегоночная дальность полета, 1000 км.
Воздушный гигант В-12 (Ми-12) представлял собой четырехдвигательный транспортно-десантный вертолет двухвинтовой поперечной схемы. Винтомоторные группы от Ми-6 крепились на концах ферменных консолей. Диаметр готовых несущих винтов оказался недостаточным для этого вертолета, что потребовало форсирования исходных силовых установок. В ОКБ П.А.Соловьева для В-12 создали специальную модификацию серийного двигателя Д-25ВФ мощностью 6500 л.с. Крылья с сужением меньше единицы имели небольшой угол поперечного V для улучшения пилотажных характеристик вертолета. В центроплане был установлен промежуточный редуктор, обеспечивающий излом трансмиссионного вала. Трансмиссионный вал синхронизировал вращение имевших трехметровое перекрытие несущих винтов и передавал мощность с одного редуктора на другой при управлении по крену и в случае отказа одного или даже двух двигателей с одной стороны. Горючее размещалось в крыльевых и наружных подвесных топливных баках.
Фюзеляж В-12 был выполнен в виде полумонокока и походил внутри, по образному выражению одного из иностранных специалистов, на гигантский готический собор. Его переднюю часть занимала двухэтажная кабина экипажа. На нижнем этаже располагались два летчика, бортинженер и бортэлектрик, на верхнем - штурман и бортрадист. В хвостовой части фюзеляжа находились силовой трап и боковые створки, которые при раскрытии образовывали проем для въезда самоходной техники и погрузки различных грузов с помощью мощных электролебедок и тельферов. Центральную часть фюзеляжа занимал большой грузовой отсек размером 28,15 х 4,4 х 4,4 м. В нем могли разместиться 196 солдат или 158 раненых.
Сзади над фюзеляжем располагалось "самолетное" хвостовое оперение с рулями высоты и направления и двумя вертикальными шайбами. Руль направления предназначался для повышения эффективности путевого управления. Управление рулем высоты осуществлялось синхронно с управлением общим шагом несущих винтов. Принципиальная схема управления В-12 была типовой для вертолетов поперечной схемы: величина подъемной силы регулировалась одновременным изменением общего шага несущих винтов; дифференциальное управление общим шагом обеспечивало управление по крену; изменение продольной балансировки и величины пропульсивной силы осуществлялось изменением циклического шага обоих винтов с помощью автоматов перекоса; дифференциальное изменение циклического шага обеспечивало путевое управление.
Система управления В-12 проектировалась с учетом большой протяженности проводки, возможных деформаций конструкции, большой массы и достаточно больших сил трения элементов проводки. Система была двухкаскадной и включала в себя основные и промежуточные гидроусилители, автоматические устройства, обеспечивающие допустимые нагрузки на органы управления и эффективную синхронизацию их отклонения. Питание промежуточных гидроусилителей, а также специальных гидроусилителей рулей поворота и высоты осуществлялось от гидросистемы, находящейся в отсеке промежуточного редуктора, а основных гидроусилителей - от гидросистем, расположенных в левой и правой мотогондолах. Все три системы были совершенно автономны, каждая из трех систем, в свою очередь, состояла из основной и дублирующей систем.
Шасси вертолета В-12 было трехопорное. Передняя опора с самоориентирующимися сдвоенными колесами находилась под кабиной экипажа, основные опоры со сдвоенными колесами - под левой и правой фермами. Все стойки шасси имели пневмо-масляные амортизаторы. Сзади фюзеляжа располагались дополнительные хвостовые опоры, позволяющие загружать тяжелую технику в грузовую кабину.
Вертолет В-12 был оборудован современными пилотажно-навигационными системами, позволяющими выполнять полеты круглосуточно и в сложных метеоусловиях. Существенно упростить пилотирование В-12 должны были четырехканальный автопилот и система автоматического поддержания заданной частоты вращения несущего винта.
Экипаж: 1-2 силовая установка: 2 x ГТД РД-600 Рыбинского завода мощностью по 975кВт диаметр несущего винта: 13.5м взлетный вес: 6500кг максимальная скорость: 300км/ч крейсерская скорость: 265км/ч статический потолок: 2100м динамический потолок: 5150м дальность полета: 700км полезная нагрузка: 2000-2750кг
29 июля 1998 года на территории летно-испытательной станции фирмы "Камов" состоялась презентация нового многоцелевого вертолета Ка-60, способного решать широкий круг задач в интересах вооруженных сил и других "силовых" ведомств.
Разработка Ка-60 началась в 1984 году, когда ОКБ им. Камова выиграло у своих коллег из милевской фирмы конкурс на проект легкого армейского вертолета, предназначенного для применения над полем боя совместно с более тяжелыми боевыми машинами Ка-50 или Ми-28. В 1990-м был построен натурный макет, а в 1997-м - прототип вертолета - Ка-60-1. Вертолет грузоподъемностью 2т внутри фюзеляжа и 3т - на внешней подвеске призван заполнить нишу отечественного вертолетного парка, которую ранее занимал Ми-4 - одна из самых массовых и удачных машин первого поколения, выпущенная "тиражом" 3850 экземпляров.
В отличие от других винтокрылых машин фирмы "Камов" Ка-60 выполнен по одновинтовой схеме с рулевым 11-лопастным вентилятором-фенестроном. Такой выбор обусловлен особенностями предполагаемого применения вертолета: если Ка-27, Ка-26 и другие соосные машины значительную часть полетного времени проводят в режиме висения, то у Ка-60 на этот режим придется, по расчетам, не более 1%.
Конструкция Ка-60 на 60% состоит из композиционных материалов. Высокая тяговооруженность в сочетании с превосходной тщательно отработанной аэродинамикой обеспечивает вертолету отличные летные характеристики: максимальная скорость превышает 300км/ч, статический потолок достигает 2100м, практический - 5150м.
Конструкция агрегатов и силовых систем вертолета придает ему высокую степень надежности. В случае аварийного приземления силовая схема планера позволит выжить экипажу и пассажирам при больших вертикальных скоростях снижения. Ремонтопригодность и современные методы диагностики сохраняют высокий уровень боеготовности Ка-60.
Турбовинтовой двигатель РД-600В (мощность на чрезвычайном режиме – 1550 л.с, взлетная – 1300 л.с.) создан ОАО "Рыбинские моторы". Его разработка началась в 1989 году по тактико-техническому заданию Министерства транспорта СССР.
В конструкции РД-600В реализованы последние достижения авиационной науки. Расчеты на прочность двигателя выполнены на незначительный ресурс - 10 тыс. циклов. Модульность конструкции, развитая система контроля и диагностики, встроенное эффективное полезащитное устройство и электронная цифровая двухканальная система автоматического управления с резервным механическим каналом позволят эксплуатировать двигатель в зависимости от его технического состояния и осуществлять мелкий ремонт на аэродромах базирования. Удельный расход топлива на крейсерском режиме - 225 г/л.с. в час. Финансирование программы создания РД-600В осуществляется в соответствии с договором, заключенным с Министерством экономики. Однако недостаточный объем выделяемых средств вынуждает ОАО "Рыбинские моторы" вкладывать в программу и собственные средства.
Первая опытная машина оснащена четырехлопастным несущим винтом, а на серийных вертолетах будет установлен пятилопастной воздушный винт с шумо-понижающими законцовками. Предусмотрен и специальный механизм снижения шума посредством оптимизации частоты вращения несущего винта. Приняты меры по снижению заметности вертолета в тепловом, радиолокационном и оптическом диапазонах. Ка-60 оснащен бортовым комплексом РЭБ. Наиболее важные системы машины дублированы. Применено губчатое заполнение топливных баков. Проводка управления способна выдержать попадание пуль калибра 12.7мм, а лопасти несущего винта выдерживают многократное поражение подобными боеприпасами.
Ка-60 - машина всепогодного и круглосуточного действия. Она оснащена БРЛС "Арбалет", разработанной НПО "Фазотрон" и установленной в носовой части фюзеляжа. Летчики могут пользоваться очками ночного видения, совместимыми с приборным оборудованием. Ка-60 - многоцелевой самолет, обладающий чрезвычайно широким диапазоном применения. Учебно-тренировочный вари ант (именно его армия собирается закупить в первую очередь) призван заменить в летных училищах устаревшие вертолеты Ми-2, поставлявшиеся в СССР Польшей, а также Ми-8 - машины совершенно другой "весовой категории", малопригодные для обучения курсантов. Исследования показали, что использование Ка-60 в учебных целях позволяет сократить расходы на закупку новых вертолетов на 40% и снизить эксплуатационные расходы (по сравнению с учебным парком из Ми-8) на 60%.
Еще одно назначение Ка-60 - разведка, целеуказание и координация действий боевых вертолетов. В этом варианте Ка-60Р предполагается оснастить специальным комплексом, включающим гиростабилизированную станцию "Самшит" с телевизионным, тепловизионным и лазерным каналами (разработчик - Екатеринбургский оптико-механический завод), а также автоматизированную систему обработки тактической информации и телекодового обмена с другими вертолетами (КБ "Электроавтоматика", Санкт-Петербург), Ведутся работы над корабельным вертолетом Ка-60К, предназначенным для замены вертолета разведки и целеуказания Ка-25РЦ. Предусмотрены также другие модификации Ка-60 - транспортно-десантный, санитарный, патрульный и т.д.
Ка-60, впервые в России спроектированный с учетом как отечественных норм летной годности АП-29, так и американских - FAR-29, имеет хороший экспортный потенциал при стоимости, на 20% меньшей, чем у его зарубежных аналогов. Опытный экземпляр нового вертолета готовится к началу летных испытаний. А на авиационном заводе в Улан-Удэ уже ведется подготовка к серийному производству Ка-60. Хочется надеяться, что в начале XXI века новая машина фирмы "Камов" займет свое место в боевом строю.
Ударный боевой беспилотный летательный аппарат "Скат"
Тяга двигателя: около 5000 кгс. Скорость: более 800 км/ч у земли. Боевая нагрузка: до 2 т. Практический потолок: более 12 тыс. м. Дальность полета: до 4 тыс. км.
"Скат" предназначен для нанесения ударов как по заранее разведанным стационарным целям, в первую очередь, средствам ПВО, так и по мобильным наземным и морским целям при ведении автономных и групповых, совместных с пилотируемыми самолетами, действий.
Макет "Ската", представленный журналистам, предназначен для отработки конструктивно-компоновочных решений, а также для поведения оценок и оптимизации характеристик аппарата.
Компоновка аппарата выполнена по схеме "летающее крыло" треугольной формы и имеет в носовой части воздухозаборник двигательной установки. Ударное оружие, в числе которого перед макетом были выложены противокорабельные и противорадиолокационные ракеты Х-31А и Х-31П, а также управляемые ракеты с телевизионной системой наведения, размещается во внутреннем отсеке.
Предусматривается постройка летающей лаборатории-демонстратора для отработки технологий ББЛА. Его планируется испытать как в пилотируемом, так и беспилотном вариантах. В ходе испытаний летающей лаборатории будет проведена окончательная доводка и демонстрация всех технологий ББЛА, включая применение оружия.
Cиловая установка нового ББЛА разрабатывается специалистами фирмы "Климов" на базе бесфорсажной модификации турбореактивного двигателя РД-33". Двигатель тягой около 5000 кгс позволит "Скату" развивать скорость более 800 км/ч у земли и нести боевую нагрузку до 2 т. Практический потолок "Ската" - более 12 тыс. м, дальность полета - до 4 тыс. км". В арсенале ББЛА будут две ракеты класса "воздух - поверхность" или противорадиолокационные ракеты. Аппарат также будет способен применять две КАБ калибра 250 и 500 кг.
Дальнейшая программа работ предусматривает постройку и испытания прототипа ББЛА "Скат" с полным набором боевых функций.
Не исключено, что дальнейшая разработка ББЛА может принять интернациональный характер, в случае интереса к этому проекту со стороны зарубежных стран.
Размах крыльев - 22,0 м Длина - 44,0 м Высота - 11,2 м Площадь крыла - 295,7 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 55600 - нормальная взлетная - 114000 кг - максимальная взлетная - 135000 кг Тип двигателя - 4 х РД36-41 Тяга - 4 х 16000 кгс Максимальная скорость - 3200 км/ч Крейсерская скорость - 3000 км/ч Дальность полета - 7000 км Разбег - 950-1050 м Пробег - 800-900 м Практический потолок - 18000 м Экипаж - 2 чел
Планер самолета состоит из следующих агрегатов: фюзеляж, гондолы двигателей, крыло, переднее горизонтальное оперение, киль, основные и передняя опоры шасси.
В свою очередь, фюзеляж, гондолы двигателей и крыло делятся на технологические отсеки.
Фюзеляж самолета состоит из семи основных отсеков: отклоняемой носовой части, кабинного отсека, приборного отсека, отсека центрального топливного бака, хвостового отсека и отсека хвостового парашюта.
В отклоняемой носовой части фюзеляжа под радиопрозрачным обтекателем размещается антенна и радиоэлектронные блоки радиолокационной станции. Перед передней стенкой кабины в отклоняемой носовой части находятся стеллажи с блоками пилотажно-навигационной системы, системы управления оружием, а также агрегаты системы кондиционирования. В отклоняемой носовой части фюзеляжа установлена и штанга дозаправки самолета топливом в воздухе.
В верхней части кабинного отсека размещаются тандемно расположенные кабины летчика и штурмана. Каждая кабина имеет свой откидной люк для аварийного покидания самолета и для посадки экипажа в кабины. В подкабинных отсеках установлены системы жизнеобеспечения экипажа и система охлаждения и кондиционирования.
Основная часть радиоэлектронного оборудования установлена в приборном отсеке. Фюзеляж в зоне приборного отсека по всей его длине имеет круглое сечение диаметром 2000 мм. Длина приборного отсека 6746 мм. Он выполнен герметичным с теплоизоляционным покрытием по всей поверхности отсека.
Следующие по длине фюзеляжа три технологических отсека - топливные баки-отсеки. Они соединены системой трубопроводов. Над баками расположен гаргрот, имеющий форму полуцилиндра. В гаргроте находятся основные транзитные коммуникации самолета.
В хвостовой части фюзеляжа размещается хвостовой отсек, в котором находится четырехкупольная парашютно-тормозная установка (ПТУ). Створки ПТУ раскрываются в стороны.
Под вторым и третьим топливными отсеками расположена центральная часть крыла самолета - центроплан.
Под центропланом установлена гондола с пакетным расположением четырех двигателей.
Гондола технологически делится на переднюю и хвостовые части. Носок передней части гондолы представляет собой вертикальный клин, на котором справа и слева установлены регулируемые створки многоскачкового воздухозаборника. В носке гондолы размещена ниша передней опоры шасси. За нишей передней опоры между воздушными каналами расположен отсек оборудования, в котором находятся агрегаты самолетных систем. В центральной зоне гондолы между воздушными каналами находится расходный топливный бак. По бокам центральной части гондолы под центропланом расположены левая и правая ниши главных опор шасси.
В хвостовой части гондолы находится отсек двигателей с противопожарными перегородками.
В консолях крыла размещены исполнительные органы системы управления элевонами, бортовые аэронавигационные огни.
В киле размещены агрегаты радиоэлектронных комплексов, тросы и исполнительные органы системы управления рулем направления.
Шасси трехопорной схемы с носовым колесом. Такое шасси обеспечивает эксплуатацию самолетов с аэродромов 1-го класса с бетонированным покрытием. Основные стойки шасси снабжены двухосными тележками с четырьмя тормозными колесами. На каждом колесе - спаренная шина. Передняя опора шасси имеет рычажно-подвешенные спаренные колеса со стартовыми тормозами. Механизм управления служит также и демпфером «шимми».
В конструкции планера применены новые по тем временам высокопрочные металлические материалы: титановые сплавы ВТ-20, ВТ-22, ВТ-21Л; нержавеющие стали ВИС-2 и ВИС-5; конструкционная сталь ВКС-210. Поверхность планера самолета на 69% состояла из панелей, сваренных из листа точечной электросваркой (ТЭС), на 21,6% - из панелей, сваренных из листа сквозным проплавлени-ем, на 9,4% - из фрезерованных плит панелей.
На самолете применена «пакетная» схема силовой установки с черырьмя опытными двигателями РД36-41 конструкции П. А. Колесова. Для обеспечения надежной работы двигателей на всех режимах работ и скоростей полета самолета применен сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник смешанного сжатия с автозапуском для расчетного числа М=3. Примененное на двигателях многорежимное сверхзвуковое сопло имеет три венца подвешенных створок, образующих дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, которое обеспечивает высокую эффективность тяги во всех диапазонах скоростей полета.
Особенностью силовой установки самолета является то, что каждый воздухозаборник питает воздухом два двигателя.
Основные топливные баки расположены в фюзеляже и центроплане. Топливная система самолета состоит из системы топливопитания - заправки топливом на земле и в воздухе, системы аварийного сброса топлива, системы наддува баков нейтральным газом и системы перекачки топлива, обеспечивающей заданную центровку самолета.
Впервые в отечественной практике была разработана новая топливная система с гидротурбонасосами для подачи топлива к двигателям, перекачки топлива из очередных баков в расходный и для перекачки центровочного топлива.
Для самолета изготовлены теплостойкие агрегаты топливной системы.
На самолете впервые была установлена электрическая дистанционная следящая система управления двигателями, работающая как от рук пилота, так и от автомата тяги.
Кроме указанных систем, силовая установка самолета включает в себя системы пожаротушения, охлаждения, защиты воздухозаборников от обледенения, запуска двигателей на земле и в воздухе, автоматического регулирования воздухозаборников.
Самолет оборудован электрогидравлической дистанционной системой (СДУ). На первых экспериментальных самолетах устанавливалась и резервная механическая система.
Основой системы электроснабжения самолета является система трехфазного переменного тока со стабилизированным напряжением 220/115 В и частотой 400 Гц. В качестве источников тока применены четыре синхронных генератора с масляным охлаждением 60 кВт каждый. Стабилизация частоты достигается работой генератора с гидравлическим приводом постоянных оборотов.
Питание потребителей постоянного тока 27 В и переменного-36 В частотой 400 Гц осуществляется соответственное помощью четырех выпрямительных устройств и двух трехфазных трансформаторов. В качестве аварийных источников используются три аккумуляторных батареи и преобразователь.
Гидросистема самолета состоит из четырех автономных систем {зеленой, синей, коричневой и желтой}, предназначенных для работы органов управления самолетом, уборки-выпуском шасси, подъема и опускания носовой части фюзеляжа, регулирования панелей воздухозаборников, торможения колес, управления разворотом носового колеса и других. Рабочее давление в гидросистеме составляет 280 кг/мг. В гидросистеме применены паяные соединения трубопроводов из стали ВНС-2 и титановые сплавы. Специально для самолета был создан гидрокомплекс, рассчитанный на работу в условиях длительного воздействия высоких температур.
Система жизнеобеспечения самолета включает в себя системы кислородного обеспечения, кондиционирования воздуха и спецснаряжения экипажа.
Кислородная система состоит из двух газификаторов жидкого кислорода, регуляторов бортового унифицированного комплекта кислородных приборов.
Система кондиционирования воздуха состоит из агрегатов трехступенчатого охлаждения воздуха и системы автоматического регулирования заданных параметров.
Основным видом снаряжения экипажа является скафандр.
Радиоэлектронное бортовое оборудование самолета включает в себя два больших комплекса: радиоэлектронный и навигационный.
Радиоэлектронный комплекс выполняет задачи обнаружения целей и прицельного пуска авиационных управляемых ракет, а также задачи связи, разведки и обороны.
Аппаратура радиоэлектронного комплекса разделена функционально на четыре самостоятельных системы:
-систему управления ракетами класса «воздух - поверхность»;
-систему разведывательного оборудования;
-систему радиосвязного оборудования;
-систему обороны самолета, включающую в себя средства индивидуальной и групповой защиты.
Навигационный комплекс обеспечивает непрерывное определение местоположения самолета в пространстве, выдачу навигационных данных в систему автоматического управления, выдачу необходимой пилотажной информации экипажу, взаимодействуя при этом с радиоэлектронным комплексом самолета.
Летно-технические характеристики первого экспериментального самолета «101»
Геометрические характеристики самолета «101» соответствовали характеристикам серийного самолета.
На самолете «101» планировалось достичь предельных скоростных характеристик на высоте и у земли, заданных для серийного самолета.
Расчетные дальности полета у самолета «101», вследствие меньшего запаса топлива во внутренних баках самолета, были меньше заданных для серийного самолета.
Взлетные и посадочные массы самолета «101» были меньше, чем у серийного. Поэтому длины разбега и пробега на БВПП имели меньшую величину и составляли соответственно 900-1050 и 800-900 метров.
Весовые характеристики самолета были следующие:
-максимальная взлетная масса, кг 125000
-нормальная взлетная масса, кг 114000
-масса пустого самолета, кг 55600
-масса топлива во внутренних баках, кг 57000
Взлетная тяговооруженность при нормальной взлетной массе была равна 0,56, а взлетная нагрузка на крыло составляла 385 кг/мг.
Нa базе ударно-разведывательного комплекса самолета Т-4 в ОКБ П. О. Сухого в 1967- 1972 гг. проводилась разработка стратегического двухрежимного ударно-разведывательного самолета Т-4МС (заводской шифр - изделие «200»). Разработка была задана Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР в 1967 г.
Самолет Т-4МС создавался с учетом новейших достижений в области аэродинамики, двигателестроения, применения новых конструкционных материалов и технологических процессов.
Учитывая возможности существующих и перспективных средств ПВО в конце 60-х годов пришли к выводу, что наиболее выгодными режимами полетов следует считать:
-сверхзвуковой режим на скорости не менее 3200 км/ч на максимально возможной высоте;
-режим полета у земли на скорости 1100-1200 км/ч.
Разнообразие поставленных перед самолетом задач предполагало, что такой самолет будет:
-иметь большую дальность полета с нормальной боевой нагрузкой;
-иметь большую боевую нагрузку в полете на меньшую дальность;
-обладать способностью совершать боевые полеты в широком диапазоне скоростей и высот;
-иметь на борту высокоэффективное радиоэлектронное оборудование, обеспечивающее решение поставленных боевых задач;
-иметь возможность размещения широкой номенклатуры существующего и перспективного вооружения;
-обладать способностью базирования на аэродромах 1 -го класса и на полевых аэродромах с грунтовым покрытием.
Этим требованиям наилучшим образом удовлетворял самолет с изменяемой в полете стреловидностью крыла, которая позволяет:
-существенно увеличить значение максимального аэродинамического качества при полете на дозвуковых скоростях;
-улучшить взлетно-посадочные характеристики самолета;
-уменьшить отрицательное воздействие перегрузок на экипаж и конструкцию самолета при полете на больших скоростях у земли.
На начальной стадии проектирования самолета Т-4МС была проанализирована возможность создания стратегического самолета путем применения на самолете Т-4 крыла изменяемой стреловидности, а затем путем последующего масштабного увеличения такого самолета. Попытка реализации этого проекта желанных результатов не дала, поскольку привела к резкому увеличению габаритов и массы самолета и не обеспечила возможности размещения необходимого состава вооружения.
В итоге ОКБ вынуждено было вернуться к поискам новых принципов построения компоновочной схемы самолета, которая удовлетворяла бы следующим основным положениям:
-получению максимально возможных объемов при минимальной омываемой поверхности;
-обеспечению размещения в грузовых отсеках необходимого состава вооружения;
-получению максимально возможной жесткости конструкции с целью обеспечения полетов на больших скоростях у земли;
-исключению основных фрагментов силовой установки из общей силовой схемы самолета с целью обеспечения возможности модификации самолета по типу пригоняемых двигателей;
-перспективности компоновки с точки зрения возможности поэтапного улучшения летно-технических характеристик самолета.
Компоновкой, удовлетворяющей перечисленным требованиям, и являлась разработанная в ОКБ схема «бесхвостки» - интегральная схема типа «летающее крыло» с изменяемой в полете стреловидностью поворотных консолей крыла. Продувки моделей этой компоновки в аэродинамических трубах ЦАГИ показали возможность реализации высоких значений аэродинамического качества как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета. В разработанной компоновке малая площадь поворотных консолей в сочетании с жестким несущим корпусом гарантировала возможность полета на больших скоростях у земли.
Окончательный облик аэродинамической и конструктивно-компоновочных схем самолета сложился к концу 1970 г. и претерпел в дальнейшем незначительные изменения, связанные в основном с более глубокой проработкой конструктивной модели самолета и результатами продувок моделей в аэродинамических трубах.
К концу 1970 г., на четвертом году проектирования самолета, была закончена разработка его аванпроекта, который отправили заказчику и в отраслевые институты МАП на заключение.
Основу аэродинамической компоновки самолета Т-4МС составляет крыло, состоящее из неподвижной части - центроплана, и двух поворотных консолей, которые с помощью шарниров крепятся к центроплану.
В центроплане, который в компоновке выполняет роль несущего корпуса, размещаются кабина экипажа, приборные отсеки, отсеки вооружения, ниши опор шасси и основные топливные емкости самолета. По аэродинамической конфигурации центроплан представляет собой крыло малого удлинения, набранное профилями с относительной толщиной 6%, с деформацией срединной поверхности и круткой сечений, обеспечивающими самобалансировку самолета на режиме крейсерской скорости полета на М=3. Деформация и крутка распространяются и на поворотные консоли крыла.
Поворотные консоли оснащены средствами механизации - закрылками и предкрылками по всему размаху. Отношение закрылков и предкрылков на небольшой угол на режимах дозвукового крейсерского полета приводит к увеличению аэродинамического качества.
Продольное управление самолетом на всех режимах полета осуществляется рулями высоты, расположенными на задней кромке центроплана между гондолами.
Органами поперечного управления служат кренеры, расположенные на верхней поверхности поворотных консолей и с помощью параллелограмного механизма ориентируемые по потоку в процессе изменения стреловидности.
Для обеспечения путевой устойчивости и управления для самолета выбрана двухкилевая схема с цельноповоротными килями, обеспечивающая более высокую эффективность на больших углах атаки и балансировку самолета при отказе двух двигателей.
На самолете установлено 4 двигателя, располагающиеся попарно в двух мотогондолах, расположенных под центропланом. Мотогондолы имеют плоские регулируемые воздухозаборники с горизонтальным клином, разделенные перегородкой и работающие на один двигатель каждый.
Взлетно-посадочные устройства самолета состоят из шасси нормальной трехточечной схемы с носовой опорой и из системы тормозных парашютов.
Главные опоры шасси включают трехосные тележки с шестью тормозными колесами, на каждой из которых установлено по две шины, обеспечивающие эксплуатацию самолета и с грунтовых аэродромов.
На первом этапе силовая установка самолета должна была состоять из четырех двигателей РД36-41, на втором этапе планировалось установить 4 комбинированных двигателя К-101 со взлетной тягой 20 000 кГс каждый. Эти двигатели должны были обладать преимуществами турбореактивного двух-контурного двигателя на дозвуковом крейсерском полете и турбореактивного двигателя на разгоне и сверхзвуковых скоростях.
В состав силовой установки, кроме двигателей с воздухозаборниками и каналами подвода воздуха к двигателям и соплам, входили:
-системы пожаротушения, защиты воздухозаборников от обледенения и попадания посторонних предметов.
Основные топливные емкости самолета располагались в герметичных баках-отсеках центроплана.
Экипаж самолета, состоящий из трех человек (первый и второй летчики, штурман-оператор), размещался в герметичной кабине, разделенной негерметичной поперечной перегородкой на два отсека; в переднем отсеке установлены рядом два сиденья летчиков. За перегородкой в заднем отсеке у левого борта установлено сиденье штурмана-оператора.
Особенностью компоновки кабины является отсутствие традиционного фонаря. Специфическая конфигурация носовой части центроплана, в которой располагается кабина экипажа, позволяет обеспечить обзор вперед и вбок на крейсерских режимах. Для улучшения обзора вперед-вниз планировалось применить специальные створки, обеспечивающие дополнительный обзор на режимах взлета и посадки.
Экипаж должен был работать в скафандрах, обеспечивающих полет в случае разгерметизации кабины.
Самолетные системы должны были обеспечить полет на заданных режимах, нормальное функционирование силовой установки, вооружения, бортового радиоэлектронного оборудования самолета на земле и в воздухе на всех эксплуатационных режимах.
Система автоматического управления самолета обеспечивает заданные характеристики устойчивости и управляемости, а также необходимые ограничения, предотвращающие непреднамеренный вывод самолета на опасные режимы, и состоит из двух частей: системы дистанционного управления и системы траекторного управления. Электрогидравлическая система дистанционного управления служит для передачи управляющих перемещений ручки и панелей, установленных в кабине летчиков, на золотниковые устройства гидроусилителя. В системе управления самолетом применены четырехканальные рулевые агрегаты и многоцилиндровые рулевые приводы.
Гидравлическая система самолета включает в себя три независимые гидравлические системы - две бустерные и одну общую, которая, так же как и бустерные, состоит из трех независимых подсистем.
Система электроснабжения самолета переменным током стабилизированной частоты идентична системе самолета Т-4.
Аварийное спасение экипажа производится катапультными креслами, обеспечивающими безопасное покидание самолета на всех высотах и скоростях полета, включая режимы взлета и посадки.
Бортовое радиоэлектронное оборудование самолета состоит из следующих составных взаимосвязанных систем; навигационного, пилотажного, оборонно-прицельного комплекса, систем разведения, систем управления ракетами, радиосвязного оборудования, систем обороны самолета, вычислительного комплекса.
Основная масса систем и комплексов радиоэлектронного оборудования должна была быть отработана на самолете Т-4 и перейти на самолет Т-4МС без изменений.
Для размещения различных видов вооружения - управляемых ракет класса «воздух-поверхность», авиабомб, миноторпедного вооружения, разовых бомбовых кассет, контейнеров с аппаратурой разведки и обороны, на самолете организованы два внутренних отсека вооружения, снабженных теплоизоляцией и системой кондиционирования и обеспечивающих транспортировку и сброс вооружения на любых скоростях и высотах полета самолета.
Размеры отсеков вооружения позволяют осуществить внутреннюю подвеску нормальной боевой загрузки во всех вариантах вооружения (до 9000 кг) и до 36 000 кг авиационных бомб.
Для подвески боевой нагрузки в перегрузочном варианте на самолете имеются дополнительные точки подвески.
В начале 70-х годов в ОКБ П. О. Сухого шла напряженная работа по постройке и летным испытаниям фронтового бомбардировщика Су-24 (первый полет- 1970 г.), по проектированию, постройке и летным испытаниям армейского штурмовика Су-25 (первый полет-1975 г.), по проектированию, постройке и летным испытаниям истребителя завоевания господства в воздухе Су-27 (первый полет - 1977 г.), много сил и внимания уделялось созданию модификаций, в том числе экспортных, истребителя-бомбардировщика Су-17, истребителя-перехватчика Су-15. Поэтому руководство МАП и Заказчик посчитали нецелесообразным, несмотря на высокий технический уровень проекта, поручать дальнейшую работу по созданию стратегического двухрежимного ударно-разведывательного самолета ОКБ П. О. Сухого. Тем более, что работы по ударному разведывательному самолету Т-4 были свернуты.
Ставку сделали на авиационную фирму, для которой тематика и размерность самолета являлись более традиционными - на ОКБ А. К. Туполева. Целенаправленная и упорная работа этого ОКБ и привела в дальнейшем к созданию стратегического бомбардировщика нового поколения Ту-160.
Материал о проекте «Т-4» Павла Осиповича Сухого будет неполным без рассказа о проводимых в ОКБ в 1967 - 1969 г. г. работах по созданию дальнего сверхзвукового самолета ракетоносца-разведчика Т-4М.
Эта машина - дальнейшее развитие самолета Т-4 в части расширения его боевых возможностей за счет увеличения дальности полета на дозвуковых скоростях, улучшения взлетно-посадочных характеристик, увеличения максимального веса боевой нагрузки и расширения состава применяемого вооружения.
Т-4М мог бы быть первым в мире самолетом с крылом изменяемой стреловидности, рассчитанным на диапазон крейсерских скоростей от М=0,6 до М=3.
При разработке проекта Т-4М большое внимание уделялось максимальной преемственности его с самолетом Т-4. Сохранялись двигательные установки, все самолетные системы и бортовое радиоэлектронное оборудование. Применялись освоенные ранее материалы и типовые конструкторские решения. Использовались хорошо проверенные технологии.
В течение 1967-1969 г. г. было создано около 30 вариантов компоновок этого самолета, отличающихся друг от друга фрагментами аэродинамической и конструктивно-компоновочной схем. Результаты изысканий были оформлены в виде дополнения к эскизному проекту и в конце 1969 г. направлены на заключение Заказчику и отраслевым институтам МАП.
Аэродинамическая компоновка Т-4М была выполнена по схеме «утка» с крылом изменяемой стреловидности в полете.
Крыло самолета состояло из неподвижной части-центроплана и двух поворотных консолей, которые с помощью шарниров крепились к центроплану. Поворотные консоли изменяли угол стреловидности передней кромки от 15 до 72 градусов и оснащались средствами механизации: по задней кромке - двухсекционными для каждой консоли двухщелевыми выдвижными закрылками и элеронами, а по передней кромке - выдвижными предкрылками по всему размаху консолей.
Над центропланом располагался фюзеляж большого удлинения, имеющий круглое поперечное сечение и отклоняемую на режимах взлета и посадки носовую часть фюзеляжа.
Для обеспечения продольного управления самолетом на головной части фюзеляжа располагалось поворотное горизонтальное оперение, снабженное для повышения эффективности на режимах взлета и посадки выдвижными однощелевыми закрылками.
В хвостовой части фюзеляжа устанавливалось однокилевое с рулем направления вертикальное оперение.
Силовая установка самолета Т-4М принципиально не отличалась от силовой установки Т-4 и включала в себя четыре двигателя РД-36-41, расположенные по схеме «пакет» в единой мотогондоле с плоскими регулируемыми воздухозаборниками с вертикальными поверхностями торможения, каждый из которых также обслуживал два двигателя.
Топливо в самолете размещалось в десяти емкостях: в пяти топливных баках, расположенных в фюзеляже; в правом и левом топливных баках передней части центроплана; в расходном топливном баке, расположенном в мотогондоле между воздушными каналами и в двух топливных баках, расположенных в поворотных консолях крыла. Суммарный запас горючего во внутренних баках должен был составлять 82000 кг.
Экипаж самолета состоял из трех человек - двух летчиков и штурмана-оператора, которые размещались в кабине, разделенной на два отсека негерметичной поперечной перегородкой. В переднем отсеке по схеме «рядом» устанавливались катапультные кресла летчиков. В заднем, ближе к левому борту планировалось применить систему дистанционного управления (СДУ) рулевыми поверхностями на всех режимах полета по сигналам перемещения ручки управления и педалей.
Вооружение на Т-4М устанавливалось на двух точках подвески под мотогондолой. Предполагалось применять управляемые ракеты класса «воздух-поверхность», авиабомбы, авиационные мины, разовые бомбовые кассеты. Подвеска авиабомб осуществлялась в двух вариантах: основном, включающем в себя авиабомбы общим весом до 8000 кг, размещенные в двух контейнерах, которые унифицированы по габаритам с контейнерами для разведывательной аппаратуры; дополнительном, с размещением авиабомб на открытой подвеске на многозамковых балочных держателях, с максимальным весом бомбовой нагрузки до 18000 кг.
С грузом бомб, в контейнерах, самолет мог совершать полет на сверхзвуковой скорости.
Разведывательное оборудование, примененное на Т-4М, должно было обеспечить проведение радиотехнической, радиолокационной, инфракрасной, фото- и радиационной разведки. Вся аппаратура упаковывалась в четыре подвесных контейнера.
Конструкторы предполагали поэтапное наращивание уровня летно-технических характеристик самолета Т-4М за счет: применения двухконтурных двигателей нового поколения с более высокой весовой отдачей и меньшим удельным расходом топлива; разработки и освоения промышленностью новых конструкционных материалов, в том числе композиционных; освоения промышленностью производства радиоэлектронного оборудования на твердых схемах, что позволяло в дальнейшем существенно повысить его надежность и снизить вес.
Однако в конце 1969 г. работы над проектом самолета Т-4М были прекращены.
Размах крыла, м 15.00 Длина, м 19.00 Высота, м 6.00 Масса, кг пустого самолета 15000 максимальная взлетная 2000 Тип двигателя 2 ТРДДФ АЛ-41Ф Тяга нефорсированная, кгс 2 х 18500 Максимальная скорость , км/ч 2448 (М=2.6) Крейсерская скорость , км/ч 1224 Практический потолок, м Экипаж, 1
Самолет "1.44" выполнен по аэродинамической схеме "утка" со среднерасположенным крылом, размещенным на нем двухкилевым вертикальным оперением, цельноповоротным передним горизонтальным оперением (ПГО) относительно большой площади, а также органами поперечного управления в хвостовой части самолета. Крыло, фюзеляж и оперение в сочетании с системой управления тягой двигателей и комплексной системой управления образуют единую, адаптивную к режимам полета аэродинамическую структуру, обеспечивающую чрезвычайно высокое для маневренных сверхзвуковых самолетов аэродинамическое качество на дозвуковом и сверхзвуковом режимах. Планер выполнен с широким использованием крупногабаритных конструкций из композиционных материалов на основе углепластика и полимеров (26% по массе), а также алюминиево-литиевых сплавов, новых марок высокопрочных нержавеющих сталей, титановых сплавов. Широко применены средства снижения радиолокационной и тепловой заметности (конфигурация планера, радиопоглощающие материалы и покрытия, экранирование радиолокационно-контрастных элементов конструкции и т. п.). Носовая часть фюзеляжа имеет сечение, близкое к эллиптическому. Ряд поверхностей имеет оребрение, обеспечивающее снижение ЭПР.
Треугольное крыло имеет прямолинейную переднюю кромку без наплывов, оснащенную двухсекционным адаптивным отклоняемым носком. Механизация прямолинейной задней кромки каждой консоли крыла включает двухсекционные элевоны. Каждая консоль крыла оборудована развитым задним наплывом с дополнительной многофункциональной управляющей поверхностью и силовой килевой балкой, в которой размещается радиоэлектронная аппаратура. К килевой балке крепятся консоли вертикального оперения и подбалочных гребней. На нижней поверхности каждой консоли крыла имеются узлы для установки пилонов внешней подвески вооружения. Переднее горизонтальное оперение - цельноповоротное. Оно расположено выше плоскости хорд крыла. На его носке имеется вихреобразующий "клык". ПГО используется не только как орган аэродинамического управления самолетом. При полетах на больших углах атаки оно вместе с крылом участвует в создании подъемной силы. В хвостовой части самолета, между основаниями килей и соплами двигателей, размещено две дополнительных поверхности управления, использующиеся как рули высоты.
Вертикальное оперение самолета включает два широко разнесенных киля трапециевидной формы с небольшой отрицательной стреловидностью задней кромки, оснащенных рулями направления, и подбалочные гребни, также оборудованные рулями направления. "Развал" килей, имеющих относительно малую площадь, должен способствовать снижению эффективной отражающей поверхности самолета на боковых ракурсах облучения. Гребни установлены без 'развала'. Всего на динамически неустойчивом самолете имеется 16 различных управляющих поверхностей (включая ПГО), приводимых в действие комплексной системой дистанционного управления с многократным резервирование. Летчик размещается в катапультном кресле изменяемой геометрии, разработанном НПП 'Звезда' под руководством Г.И. Северина. В сочетании с новым противоперегрузочным костюмом это значительно повышает работоспособность летчика при ведении маневренного боя с высокими перегрузками.
Шасси самолета - трехопорное, убирающееся в фюзеляж. На передней опоре установлено два колеса размерами 620 * 180 мм, на основных опорах - по одному колесу размерами 1030 * 350 мм. Большого диаметр колес основных опор обеспечивает проходимость по грунтовым аэродромам. Передняя опора шасси убирается назад по полету в нишу в гондоле воздухозаборников, закрываемую двумя боковыми створками. Основных опоры убираются в ниши центральной части фюзеляжа вперед с разворотом колес. Каждая ниша закрывается парой створок. Допускается возможность взлета самолета с быстросборного трамплина, что позволяет эксплуатировать МФИ с коротких взлетных полос (в частности, участков ВПП, уцелевших после налета авиации противника).
Силовая установка. Самолет оснащен двумя двухконтурными турбореактивными двигателями с форсажной камерой двигателями АЛ-41Ф, установленными в хвостовой части фюзеляжа. Эти двигатели "двадцатитонного" класса с управляемым вектором тяги обеспечивают истребителю сверхманевренность в воздушном бою во всем диапазоне скоростей и длительный крейсерский полет на сверхзвуковых скоростях на бесфорсажном режиме. Воздухозаборник - подфюзеляжный, с управляемым входом. Каналы S-образной формы имеют радиопоглощающую облицовку, что обеспечивает экранирование лопаток компрессоров двигателей. Осесимметричные управляемые сопла двигателей могут отклоняться на углы +15° в вертикальной плоскости и на +8° - в горизонтальной. Внутренняя поверхность их створок покрыта высокотемпературной керамикой.
Фюзеляж самолета выполнен из условия обеспечения минимальной омываемой поверхности и минимальных миделевых сечений. С этой целью воздухозаборники силовой установки, расположенные под головной частью фюзеляжа, максимально сближены друг с другом и образуют единую гондолу. Двигатели также максимально сближены. Спереди на носовом конусе устанавливаются штанги основного и вспомогательного (на период проведения испытаний) приемников воздушного давления. Кабина летчика снабжена фонарем с подвижной частью, открывающейся плоско-параллельным движением вверх-назад, чем должна обеспечиваться меньшая "парусность" фонаря на стоянке и рулежке. Фонарь самолета - двухсекционный, по конфигурации близкий фонарю истребителя МиГ-29. Фонарь плавно переходит в грот, заканчивающийся в районе сопел двигателей стекателем. В центральной части фюзеляжа расположены основные топливные баки, S-образные воздушные каналы двигателей и ниши уборки основных опор шасси. Подфюзеляжные воздухозаборники - сверхзвуковые, регулируемые. В гондоле воздухозаборников оборудована ниша для уборки передней опоры шасси.
Бортовые системы и оборудование. Бортовое радиоэлектронное оборудование боевого варианта самолета будет включать систему управления вооружением, навигационный комплекс, комплекс средств радиосвязи, комплекс РЭП, комплексную систему дистанционного управления аэродинамическими поверхностями (элевонами, щитками, носками крыла, ПГО, рулями направления) и двигателями (величиной и направлением вектора тяги). Бортовой комплекс радиоэлектронного оборудования строится как иерархическая система, объединяемая мультиплексными каналами обмена информацией и 'руководимая' бортовой автоматической системой управления (БАСУ), основой которой являются сверхбыстродействующие вычислительные машины, обладающие огромным объемом памяти. БАСУ получает и перерабатывает информацию от всех систем самолета, бортового оборудования и силовой установки; диагностирует и и анализирует обстановку; оптимизирует выработку решений на земле, в полете и в процессе воздушного боя.
Основу бортового комплекса управления вооружением составляет импульсно-допплеровская многофункциональная БРЛС пятого поколения с фазированной антенной решеткой. Она способна обнаруживать и сопровождать большое число воздушных целей одновременно и обеспечивать обстрел ракетами нескольких (около 20) целей. Кроме того, в состав системы управления вооружением истребителя будут входить оптико-электронные системы обнаружения и сопровождения целей и нашлемная система целеуказания. Управление самолетом (в том числе и посредством системы УВТ двигателей) осуществляется при помощи цифровой комплексной системы. Использование комплексной системы управления позволило отказаться от аэродинамических тормозов, функции которых выполняют другие поверхности управления. Кабина оснащена современной системой индикации. Летчик по своему желанию может выбирать необходимый объем и вид представления информации на многофункциональных электронных индикаторах.
Реалистическое изображение в сочетании с режимом интерактивного управления позволит летчику эффективно взаимодействовать с бортовым оборудованием и средствами поражения. В состав кабинного оборудования планируется включить специальное бортовое устройство оценки физического состояния летчика КСЛ. Оно не только будет информировать летчика о выходе на запредельные для его организма уровни перегрузки, но и осуществит автоматический увод самолета на безопасный режим при потере летчиком сознания. Навигационное оборудование самолета будет включать системы инерциальной и спутниковой навигации, радиотехническую систему ближней навигации и посадки, радиовысотомер и другую аппаратуру, используемую на летательных аппаратах данного класса.
Масса нормальная взлетная - 39000 кг Тип двигателя - 2 АЛ-7Ф Тяга, кгс - нефорсированная - 6500 - форсированная - 9500 Максимальная скорость - 1238 км/ч Дальность полета - 2440 км Разбег - м Пробег - 865 м Экипаж - 3 чел Вооружение: Бомбовая нагрузка 1,5 -3,0 т.
Обозначение НАТО: BACKFIN
Ту-98 представлял собой классический моноплан со средне-расположенным крылом кессонной конструкции стреловидностью 55° и с боковыми воздухозаборниками.
Фюзеляж полумонококовой конструкции. В его носовой части размещалась кабина штурмана, за ней - кабины летчика и стрелка-радиста. В фюзеляже также располагались силовая установка, топливные баки, бомбоотсек и ниши уборки шасси. Вся компоновка подчинялась задаче минимизации лобового сопротивления.
Шасси - трехопорное с носовой двухколесной опорой. Основные опоры, крепившиеся к бимсам бомбоотсека, снабжались тележками с четырьмя тормозными колесами. Все опоры убирались в фюзеляж назад по потоку, причем основные опоры с разворотом тележек на 90°. Отличительной особенностью шасси была малая колея. К эксплуатации самолетов с подобным шасси предъявлялись довольно высокие требования. Прежде всего из-за значительных ограничений по боковому ветру. Допускались к полетам на самолетах с таким шасси только высококвалифицированные летчики - не ниже 1 класса.
Оборонительное вооружение состояло из неподвижной пушки АМ-23 с боекомплектом 50 патронов, размещенной по правому борту, и двух аналогичных пушек на дистанционно управляемой кормовой установке ДК-18, расположенной в основании киля, с радиолокационным прицелом на его законцовке.
Бомбардировщик Ту-98 мог поднимать до 24 бомб ФАБ-100 (из них 8 - на внешней подвеске) или до 16 ФАБ-250 (из них 4 - на внешней подвеске), или 10 ФАБ-500 (из них две - на внешней подвеске). Вместо бомб предполагалось размещение до 300 снарядов ТРС-85 или до 61 снаряда ТРС-132, или до 18 снарядов ТРС-212.
Предусматривалось и минно-торпедное вооружение: торпеды -РАТ-52, МАЛ, МАВ и ТАН-53; мины - АМД-500 и АМД-1000.
Сообщение отредактировал Lilianna - Пятница, 27.06.2008, 14:13
Размах крыла - 16,9 м Длина самолета - 22,0 м Высота самолета - 5,08 м Площадь крыла - 63,5 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 13000 - нормальная взлетная - 18000 - максимальная взлетная - 22000 Топливо - внутреннее - 4000 кг - в ПТБ - 2 х 800 л Тип двигателя - 2 ДТРД РД-33И Тяга нефорсированная - 2 х 5500 кгс Максимальная скорость - 1100 км/ч Крейсерская скорость - 950 км/ч Практическая дальность - 3000 км Боевой радиус действия - 400-500 км Практический потолок - 9600 м Экипаж - 2 чел
Самолет Ил-102 выполнен по нормальной аэродинамической схеме с низкорасположенным стреловидным крылом. Конструкция планера имеет высокую технологичность. 80% обшивки образовано листами одинарной кривизны, воздухозаборники имеют круглое сечение.
Фюзеляж - типа полумонокок. В его центральной части размещены гермокабины летчика и бортового стрелка, между которыми расположены топливные баки. По бокам хвостовой части фюзеляжа установлены два аэродинамических тормоза относительно небольшой площади. Фонари кабин стрелка и летчика образованы плоскими бронестеклами. Стреловидное двухлонжеронное крыло имеет относительно толстый профиль, что позволило разместить в нем грузоотсеки для бомбового вооружения. Крыло снабжено закрылком, занимающим примерно 2/3 размаха. На верхней поверхности крыла расположены двухсекционные интерцепторы. В кабинах установлены катапультные кресла К-36Л, обеспечивающие покидание самолета на нулевой скорости и высоте. Система спасения экипажа имеет устройство синхронного катапультирования одностороннего действия: летчик, катапультируясь сам, автоматически катапультирует и стрелка, который, однако, не может катапультировать летчика. Самолет оснащен трехопорным шасси с двухколесными основными опорами, снабженными пневматиками низкого давления, что позволяет эксплуатировать штурмовик с грунтовых аэродромов. Носовая стойка вынесена далеко вперед и убирается в фюзеляж поворотом назад (подобная компоновка обеспечивает хорошую проходимость, однако занимает объем носовой части фюзеляжа, где у других самолетов обычно размещается БРЛС или оптико-электронное оборудование). Основные стойки убираются в специальные крыльевые гондолы поворотом вперед. В разобранном виде Ил-102 может перевозиться на двух стандартных железнодорожных платформах или в фюзеляже самолета Ил-76. Опытный самолет не имел полного комплекта оборудования. В дальнейшем предполагалось оснащение штурмовика современными оптикоэлектронными системами. В отогнутых вниз законцовках крыла установлены антенны системы радиотехнической разведки "Береза-Л".
Самолет Ил-102 оснащен двумя ТРДД И-88 (2х5380 кгс), созданными в ОКБ Изотова и являющимися бесфорсажным вариантом двигателя РД-33.
На подфюзеляжном качающемся лафете, фиксирующимся в двух положениях, установлена двухствольная 30-мм пушка 9А-4071К с боекомплектом 500 снарядов. Установка легко, в течение нескольких минут, может быть демонтирована в аэродромных условиях. Высвобождающийся внутрифюзеляжный объем используется для подвески бомбового вооружения или установки дополнительного топливного бака. В хвостовой части фюзеляжа размещена турель с двухствольной 23-мм пушкой ГШ-23Л. Ее патронные ящики расположены в передней части хвостовой секции фюзеляжа, на удалении около 3 м от орудия. Такое решение позволило несколько увеличить боекомплект и переместить его ближе к центру масс самолета. Подача снарядов к пушке происходит посредством специального механизма электроподтяга ленты, которая подается в подвижную часть орудия через сквозную ось нижнего вертикального шарнира.
Максимальная масса бомбовой нагрузки Ил-102 - 7200 кг. В каждой консоли крыла расположены три грузоотсека, способных вмещать бомбы калибром до 250 кг. Суммарная боевая нагрузка на внутренних узлах подвески (последемонтажа подфюзеляжной пушки) может достигать 2300 кг. Имеется восемь узлов внешней подвески (шесть под крылом и два под фюзеляжем). Вся боевая нагрузка поднимается на борт при помощи встроенных электролебедок. В отогнутых вниз законцовках крыла установлены блоки выброса ИК-ловушек и дипольных отражателей "Автомат-Ф". Ракетное вооружение включает УР класса "воздух-поверхность" С-25Л с лазерным полуактивным наведением, ракеты класса "воздух-воздух" Р-60М и Р-73, НАР различных типов.
Перед Су-25 имеет следующие преймущества - большая в 1,5 раза макс боевая нагрузка, несколько большая скорость, больший радиус действия. По маневренности при норм взлетной массе не уступает, т к его двигатели мощнее, а нагрузка на крыло меньше.
Перед А-10 - намного большая скорость, намного большая тяговооруженность, при сопоставимой нагрузке на крыло и радиусе действия, отсюда намного лучшие ВПХ и маневренность.
Кроме того, изначально Су-25 и А-10 разрабатывались как одноместные. Но современные опто-эелектронные системы требуют оператора, 2 члена экипажа, который на Ил-102 был с самого начала. 2-х местные варианты Су-25 и А-10 имеют, естественно, худшие ТТД по сравнению с базовыми.
Сообщение отредактировал Lilianna - Пятница, 27.06.2008, 14:17
Диаметр главного винта - 21,29 м Диаметр хвостового винта - 3,91 м Длина - 18,38 м Высота - 6,93 м Масса, кг - пустого - 11750 - максимальная взлетная - 14000 Внутренние топливо - 1450 + 1420 кг Тип двигателя - 2 ГТД Климов ТВ3-117МТ Мощность - 2 х 1980 л.с. Максимальная скорость - 230 км/ч Крейсерская скорость - 215 км/ч Практическая дальность - 1135 км Дальность действия - 935 км Продолжительность полета - 5,56 ч.мин Практический потолок - 3500 м Статический потолок - 1600 м Экипаж - 2-3 пилота + 2-3 оператора
Обозначение НАТО: HAZE
В середине шестидесятых годов Военно-морской Флот СССР ощутил острую необходимость в специализированном противолодочном вертолете, построенном на базе хорошо зарекомендовавшей себя машины. В 1967 году такой вертолет был создан. Им стал Ми-14, построенный на базе вертолета Ми-8, но оснащенный более мощными двигателями ТВЗ-117. Фюзеляж Ми-14 выполнен по типу "амфибия" с двумя поплавками бочкообразной формы по бокам. Существенным отличием Ми-14 от других вертолетов является универсальность рулевого винта, с помощью которого осуществляются как воздушные, так и морские маневры, включая развороты на плаву. Ми-14 может выполнять боевые задачи по высадке морского десанта. Оборудование вертолета такое же, как и Ми-8, но отличается наличием многорежимной РЛС и буксировочно-загрузочного устройства. Торпеды и глубинные бомбы, которыми вооружен вертолет, могут быть размещены как на наружной подвеске, так и в специальном оружейном отсеке.
На Ми-14ПЛ установлены РЛС 12-М, опускаемая гидроакустическая станция "Ока-2", магнитный обнаружитель АПМ-60, КВ радиостанция Р-842-М, УКВ радиостанция Р-860, радиовысотомер РВ-З, радиокомпасы АР К-9 и АРК-У2, доплеровский измеритель ДИСС-15, автопилот АП-34Б, система автоматического управления САУ-14. Ми-14ПС несет 10 спасательных плотов на 20 мест каждый, спасательную лебедку, способную одновременно поднять трех человек, оснащен прожекторами.
Выпущено несколько модификаций Ми-14. Вертолеты поставлялись в государства Варшавского договора, на Кубу и Ливию.
Год принятия на вооружение - 1982 Размах крыла - 53,14 м Длина самолета - 58,70 м Высота самолета - 14,0 м Площадь крыла - 320,0 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 74500 - максимальная взлетная - 210000 Тип двигателя - 4 ТРД ВД-7 Тяга - 4 х 11000 кгс Максимальная скорость - 925 км/ч Практическая дальность - 13600 км Дальность действия - 9400 км Практический потолок - 12000 м Экипаж - 8 чел
К концу 70-х годов появилась необходимость в транспортировке с заводов на космодром Байконур агрегатов нового ракетно-космического комплекса. Габариты и вес их, а также расстояния были столь велики, что ни один из видов транспорта задачу решить не мог. Так, диаметр центрального бака ракеты-носителя составлял 8 м, а длина - 40 м. В 1978 году было принято предложение В.Мясищева, Генерального конструктора вновь созданного в 1967 году ОКБ, о перевозке этих грузов на фюзеляже самолета 3М. После смерти Владимира Михайловича (14 октября 1978 года) работа была продолжена под руководством В.Федотова.
К этому времени 3М уже сняли с производства. Для ускорения темпов разработки, постройки и испытаний самолета-носителя отобрали три заправщика и направили на ресурсные испытания в СибНИА. По их результатам выявили критические места и произвели их усиление или замену: изготовили новые панели крыла и фюзеляжа, обновили каркас. ХЧФ удлинили на 7 м и перекомпоновали, спроектировали новое оперение - двухкилевое, усовершенствовали также ряд узлов и систем, установили более мощные двигатели ВД-7М с тягой 11000 кгс.
Из трех построенных самолетов, названных 3М-Т, один передали для статиспытаний в ЦАГИ. Из двух летных экземпляров один оборудовали штангой дозаправки топливом в воздухе.
В 1980 году состоялся первый полет транспортного самолета 3М-Т, а 6 января 1982 года тот же экипаж во главе с летчиком-испытателем А.Кучеренко совершил на нем полет с грузом на фюзеляже. Грузоподъемность достигла 40000 кг. В дальнейшем носитель переименовали в ВМ-Т Атлант. На обоих "Атлантах" совершено более 150 полетов по доставке на Байконур всех крупногабаритных элементов космических комплексов "Энергия" и "Буран", в том числе самолет использовался как носитель для аналога космического корабля "Буран" (БТС-01). БТС-01 располагался на внешней подвеске над фюзеляжем самолета-носителя и должен был отделяться от него в полете с последующей самостоятельной посадкой. Во время испытательных тестов экипаж аналога БТС-01 состоял из летчиков-космонавтов Евгения Хрунова и Георгия Шонина, самолет-носитель пилотировали Юрий Когулов и Петр Киев. В последние годы ВМ-Т регулярно демонстрировался в полете с грузом на авиационных праздниках, а в августе 1992 года выставлялся на "Мосаэрошоу-92".
Характеристики: Модификация Ту-95МС Размах крыла, м 50.05 Длина самолета, м 47.09 Высота самолета, м 13.20 Площадь крыла, м2 295.00 Масса, кг: пустого самолета 94400 максимальная взлетная 187700 Топливо, кг 87000 Тип двигателя 4 ТВД НК 12М (МВ) Мощность, л.с. 4 х 15000 Максимальная скорость, км/ч на высоте 830 у земли 650 Крейсерская скорость, км/ч 710 Практическая дальность, км 10500 Боевая дальность, км 6500 Практический потолок 12000 Экипаж, чел 7 Вооружение: две 23-мм пушки ГШ-23 или ГШ-23Л Боевая нагрузка - нормальная 9000 кг, максимальная - 20000 кг, в перегруз - 25000 кг.
Ту-95МС оснащен барабанной многопозиционной пусковой установкой, рассчитанной на шесть малогабаритных дозвуковых крылатых ракет большой дальности Х-55 (дальность 2500 км). Под крылом на двух узлах внешней подвески самолета Ту-95МС-6 допускается размещение еще четырех ракет этого типа. На самолете Ту-95МС-16 под крылом на четырех узлах может подвешиваться десять Х-55 (в настоящее время в соответствии с российско-американской договоренностью все самолеты Ту-95МС несут ракетное вооружение только на внутренней подвеске). Допускается оснащение самолета и обычными свободно-падающими бомбами.
Восьмиместный цельнометаллический свободнонесущий высокоплан с четырьмя ТВД, расположенными в крыльях и трёхстоечным убираемым шасси. Стратегический бомбардировщик. Создан в ОКБ-156, руководимом А.Н. Туполевым. Прототип совершил первый вылет 12 ноября 1952 г., поднимал экипаж лётчика-испытателя А.Д.Перелёта. Серийное производство началось в 1955 г. На Куйбышевском авиазаводе (в настоящее время - Самарский авиазавод) и продолжается по сей день. Объём выпуска превысил 500 машин.
В начале 50-х годов в ОКБ А. Н. Туполева начались работы по созданию стратегического бомбардировщика с межконтинентальной дальностью полета. В 1952 г. Состоялся первый полет нового самолета, получившего обозначение Ту-95. В 1956 г. Ту-95 был принят на вооружение частей дальней авиации. Особенностью новой машины явилось применение стреловидного крыла и главное, впервые в практике мирового самолетостроения для самолетов такого класса, установкой турбовинтовых двигателей. Новые двигатели НК-12М были созданы в ОКБ Н.Д. Кузнецова. ТВД были снабжены дифференциальными редукторами, вращающими два соосных винта в противоположные стороны. Расход топлива новых двигателей составлял всего 0.207 кг/(л.с.*ч). Ресурс нового ТВД оказался в 10 раз больше, чем у любого другого современного двигателя применяемого на бомбардировщиках, в том числе и зарубежных. В ответ на перевооружение американцами своих стратегических бомбардировщиков В-52 "Стратофортрес" крылатыми ракетами ALCM, в СССР в 1981 г. Принимается на вооружение новая модификация бомбардировщика - Ту-95МС. Ту-95МС предназначен для поражения крылатыми ракетами важных стационарных объектов днем и ночью в любых метеоусловиях и в любой точке земного шара. В отличии от Ту-95 модернизированная машина имеет новое крыло с более скоростным профилем. Установлен новый стабилизатор, теперь он может автоматически, в зависимости от изменения центровки, связанной с выработкой горючего, менять угол установки. Полностью заменено бортовое радиоэлектронное оборудование. В состав последнего включены две бортовые ЭВМ. Модернизируются бортовые средства РЭБ. Главные изменения касаются ударного вооружения. В бомбоотсеке устанавливается барабанная пусковая установка, снаряженная 6-ю крылатыми ракетами РКВ-15Б с дальностью стрельбы 2500 км. Строительство Ту-95МС было развернуто на Самарском авиазаводе. Базировались Ту-95, помимо СССР, на авиабазах Кубы, Гвинеи, Анголы, Сомали и Вьетнама. Это давало возможность стратегическому командованию СССР эффективно контролировать практически любую точку земного шара. К началу 90-х годов все Ту-95 с зарубежных баз были выведены. Помимо ударных стратегических самолетов на базе Ту-95 были созданы самолеты радиолокационного дозора и наведения АКРЛДН Ту-126, оснащенные радиотехническим комплексом "ЛИАНА". Ту-126 предназначался для обнаружения воздушных целей, начиная со средних высот.
Ту-95 был принят на вооружение в сентябре 1957 г. Различные модификации самолёта состояли на вооружении Дальней авиации и ВМС вплоть до распада СССР. После этого события Ту-95 оказались в распоряжении ВВС России и Украины. В Украине самолёты применения не нашли и находятся в консервации. Ведутся переговоры о передаче их в обмен на запчасти для самолётов фронтовой авиации и вертолётов.
Самолет, получивший обозначение Ту-95МС, совершил первый полет в сентябре 1979 г., а в 1981 году новый ракетоносец запустили в серию на Таганрогском авиационном заводе, а в 1983 году его производство было переведено в Куйбышев. Строились две модификации бомбардировщика-ракетоносца - Ту-95МС-6 с ракетным вооружением, размещенным в грузоотсеке и на двух подкрыльевых узлах внешней подвески (выпущен 31 самолет) и Ту-95МС-16 с четырьмя подкрыльевыми узлами подвески (57 самолетов). Последний имел ряд отличий, в частности, вместо двух пушек АМ-23 было установлено две двухствольные пушки ГШ-23Л, подверглось изменению кабинное приборное оборудование, улучшилась эргономика кабины и т.п. В дальнейшем, в соответствии с условиями российско-американских договоренностей по стратегическим наступательным вооружениям, все самолеты были стандартизованы под вооружение варианта Ту-95МС-6. Серийное производство Ту-95МС продолжалось до начала 1992 г. В настоящее время в ВВС России имеется 28 самолетов Ту-95МС-6 и 35 Ту-95МС-16. Кроме того, 23 самолетами располагает Украина (в 1998 году началась их утилизация, ведутся переговоры о передаче России части самолетов). В 1989 году на серийных Ту-95МС было установлено 60 рекордов скорости и высоты полета с грузом. В 80-х годах в СССР были начаты работы по созданию стратегического бомбардировщика нового поколения, предназначенного для замены самолетов Ту-95МС. Однако распад Советского Союза, экономический кризис в России и обусловленное этим резкое сокращение оборонных расходов привели к замедлению работ по перевооружению Дальней авиации на новые образцы авиационной техники. В этих условиях на первое место выдвинулись задачи модернизации существующего самолетного парка ДА. В АНТК им.Туполева в настоящее время ведутся работы по созданию новой модификации самолета Ту-95, оснащенной усовершенствованным БРЭО и высокоточными стратегическими крылатыми ракетами нового поколения, способными нести как ядерные, так и обычные БЧ и поражать малоразмерные и площадные цели на дальности до 5000 км, а также тактическими КР. Модернизированный самолет сможет нести на внутренних и внешних узлах подвески восемь стратегических или 14 тактических ракет нового типа. Предполагается, что модернизированные бомбардировщики-ракетоносцы типа Ту-95 сохранятся на вооружении ВВС России до 2010-х годов.
Сообщение отредактировал Жнец-Каратель - Понедельник, 19.01.2009, 19:32
ТТХ F-117A Назначение: ударный самолёт Первый полёт: 18 июня 1981 Принят на вооружение: октябрь 1983 Снят с вооружения: 2008 Производитель: Lockheed Martin Всего построено: 64 Характеристики Экипаж: 1 чел Макс. скорость: 1130 км/ч Дальность полёта: 860 км Практический потолок: 13700 м Размеры Длина: 20.08 м Высота: 3.78 м Размах крыла: 13.20 м Площадь крыла: 73 м² Масса Пустой: 13380 кг Снаряжённый: 23814 кг Силовая установка Двигатели: 2 х ТРДДФ F404-F1D2 Тяга (мощность): 2 х 4894 кгс
Локхид F-117 «Найт Хок» (англ. Lockheed F-117 Night Hawk) — одноместный дозвуковой тактический малозаметный ударный самолёт американской фирмы Lockheed Martin, предназначенный для скрытного проникновения через систему ПВО противника и атак стратегически важных наземных объектов военной инфраструктуры (ракетные базы, аэродромы, центры управления и связи и т. п.), для поиска и уничтожения несущих боевое дежурство в воздухе самолётов ДРЛО. Первый полёт совершил в июне 1981 года. Последний серийный экземпляр был поставлен ВВС США в 1990 году. F-117 достаточно успешно применялся в ряде военных конфликтов. Самолёты этого типа были сняты с вооружения в 2006—2008 годах.
История создания
Обозначение и название Все серийные самолёты F-117 были выпущены в модификации F-117A. Других модификаций не существовало. Предлагавшиеся фирмой Локхид проекты F-117B, F-117N (палубного базирования), A/F-117X были отвергнуты.
Официальное название F-117 в ВВС США — «Найт Хок» (Night Hawk), хотя встречается и слитное написание «Найтхок». Согласно системе обозначений авиатехники в вооружённых силах США, литера F присваивается истребителям. Причина того, почему «Найт Хок» был классифицирован как истребитель и состоял на вооружении истребительных эскадрилий, остаётся неясной; вопреки сложившемуся в популярной культуре образу «истребителя Стелс» (Stealth Fighter), F-117 является тактическим ударным самолётом (бомбардировщиком/штурмовиком) и никогда не предназначался для выполнения истребительных задач. Аналогичная ситуация имела место с тактическим/стратегическим бомбардировщиком F-111, также носившим «истребительное» обозначение
Эксплуатация Факт существования самолёта F-117 впервые был официально признан 10 ноября 1988 года, когда Пентагон выпустил пресс-релиз с описанием истории создания самолёта и обнародовал одну ретушированную фотографию[1]. Первый публичный показ двух F-117 состоялся 21 апреля 1990 года. В 1991 году после войны в Персидском заливе «Найт Хок» был продемонстрирован на Парижском авиасалоне.
Поначалу все F-117 находились на вооружении 4450-й тактической группы (авиабаза Тонопа, Невада). В 1989 году группа вошла в состав 37-го тактического истребительного крыла. В 1992 году все самолёты были переведены на авиабазу Холломэн в 49-е истребительное крыло. Они состояли на вооружении трёх эскадрилий: двух боевых (8-я истребительная «Чёрная овца», 9-я истребительная «Летающие рыцари») и одной учебной (7-я эскадрилья боевой подготовки «Кричащие демоны»).
Пилоты F-117 называли себя «Бандитами» (Bandit). Каждый из 558 «бандитов», когда-либо летавших на «Найт Хоке», имел свой порядковый номер; таким образом, например, бригадный генерал Грегори Фист (Gregory Feest) «Бандит 261» был 261-м пилотом, допущенным к полётам
Снятие с вооружения ВВС США собирались эксплуатировать F-117 по крайней мере до 2018 года[4], однако нехватка денег на закупку новых истребителей-бомбардировщиков F-22 заставила их начать процесс снятия «Найт Хока» с вооружения гораздо раньше. Официально об этом было объявлено осенью 2006 года. В том же году была закрыта школа подготовки пилотов F-117, её последний выпуск состоялся 13 октября
Сообщение отредактировал KABAN - Среда, 18.02.2009, 14:33
ТТХ: Год принятия на вооружение - 1948 Размах крыла - 8,73 м Длина - 8,12 м Высота - 3,31 м Площадь крыла - 13,5 кв.м Масса, кг - пустого - 1980 - взлетная масса - 3384 Тип двигателя - 1 РД РД-500 Тяга - 1590 кгс Максимальная скорость, км/ч - у земли - 923 - крейсерская - 868 Максимальная скороподъемность - 1345 м/мин Практический потолок - 14800 м Продолжительность полета - 2,3 ч Практическая дальность - 1400 км Дальность полета - 755 км Экипаж - 1 чел Вооружение - две 23-мм пушки 150 П (HP-23).
Як-23 - одноместный цельнометаллический среднеплан классической схемы с реданным расположением двигателя РД-500 тягой 1590 кгс. Фюзеляж - полумонокок с работающей обшивкой технологически делился на две части. Низ фюзеляжа за двигателем имел двойную обшивку с воздушным каналом для ее охлаждения. При этом, наружная обшивка выполнена из жароупорной стали, а внутренняя - из дюралюминия. В фюзеляже располагались пять топливных баков.
Кабина пилота оборудована катапультируемым креслом. Бронестекло толщиной 57 мм, бронеспинка с заголовником - 8 мм. Приборы - стандартное оборудование. Кроме того - махметр М-46, прицел АСП-1Н (впоследствии замененный на АСП-ЗН) с фотопулеметом С-13, кислородный прибор с маской КМ-16 плюс два кислородных баллона.
Крыло - двухлонжеронное, прямое, трапециевидной формы в плане, неразъемное набрано из ламинарных профилей. Вдоль задней кромки размещены элероны типа "Фрайз" и щелевые закрылки типа ЦАГИ. Законцовки крыла снабжены замками для подвесных сбрасываемых 190-литровых топливных баков. Хвостовое оперение - свободнонесущее, однокилевое, составлено из ламинарных профилей. Киль выполнен за одно целое с фюзеляжем и набран из профилей ЦАГИ. Шасси - трехопорное с ориентирующимся носовым колесом на рычажной подвеске, с масляно-пневматической амортизацией. Передняя стойка убиралась вперед, а основные - в фюзеляж. Вооружение состояло из двух НР-23 с боезапасом по 90 патронов на ствол.
В состав радиооборудования входили радиостанция РСИ-6К, радиополукомпас РПКО-10М и ответчик "свой-чужой" СЧ-3.
Управление рулями высоты и элеронами на Як-23 - жесткое, а рулем поворота - тросовое. Управление тормозами, закрылками, уборкой и выпуском шасси - пневматическое, дублированное аварийной воздушной системой.
ТТХ: Размах крыла, м - 37,5 Длина, м - 22,67 Высота, м - 4,83 Площадь крыла, м2 - 131,3 Масса пустого самолета, кг - 14000 Масса нормальная взлетная, кг - 23400 Масса топлива нормальная, кг - 7900 Максимальная скорость, км/ч - 743 Практический потолок, км - 21,5 Продолжительность полета, - ч 5 Экипаж, человек - 1
Двигатели: Тип - ТРД Модель - Д-30-В12 Кол-во - 2 Мощность, л.с. - 9500
Самолет М-55 «Геофизика» способен проводить исследования в стратосфере на высотах до 20 км, осуществлять экологический мониторинг воздушной среды, водных бассейнов и суши, служить ретранслятором для обеспечения телефонной и радиосвязи, На базе М-55 создана система противоградовой защиты.
Самолет М-55 «Геофизика» способен находиться в исследовательском высотном полете более 6 часов и нести на борту 1500-2000 килограммов научной аппаратуры, обеспечивающей как непосредственные измерения параметров и состава окружающей среды, так и дистанционные химические и микрофизические исследования на расстоянии до нескольких километров от самолета.
М-55 имеет уникальные высотные характеристики, которые в комплексе с хорошей грузоподъемностью делают самолет незаменимым при проведении исследовании верхних слоев атмосферы.
Комплекс исследовательской аппаратуры, установленный на борту самолета, создан совместными усилиями российских, немецких, итальянских, швейцарских и шведских ученых.
Самолет двухбалочной схемы с высокорасположенным прямым крылом большого удлинения, имеющим сверхкритический профиль, двухкилевым хвостовым оперением и высокорасположенным стабилизатором.
Самолет М-55 находится в стадии серийного производства на Смоленском авиационном заводе.
Исходный однодвигательный опытный самолет М-17 совершил первый полет в начале 1980-х годов. Первый опытный двухдвигательный самолет М-55 (М-17РМ) поднялся в воздух 16 августа 1988 г. (летчик-испытатель Э. Чельцов). К 1993 г. построены два опытных М-17, два опытных и два предсерийных М-55. По другим данным, к августу 1997 года на Смоленском авиационном заводе выпущено 4 самолета. Запуск в производство 5 предсерийных самолетов установочной серии из-за отсутствия финансирования, только начавшись, был приостановлен.
Осенью 1999 года Главный заказчик принял принципиальное решение о достройке одного высотного самолета М-55 (разработки АО «Экспериментальный машиностроительный завод им. В.М. Мясищева») на Смоленском авиазаводе. Реальное изготовление самолета будет зависеть от его финансирования. Самолет М-55 включен в программу развития военной авиации России на период до 2015 года, так как он необходим российским ВВС.
В настоящее время на авиазаводе находятся в полностью собранном виде 2 готовых планера М-55, но без двигателей и оборудования.
В настоящее время летными являются три экземпляра самолета (по другим данным, по состоянию на январь 2000 года Россия имеет 2 летных самолета М-55 — один из них участвует в международных программах высотных исследований верхних слоев атмосферы, второй — в проведении летных испытаниях в интересах министерства обороны).
АО «ЭМЗ им. Мясищева» продолжает работы по высотному самолету М-55. В руководстве предприятия-разработчика имеется уверенность в дальнейшем развитии этого типа самолета, что обусловлено большой заинтересованностью Министерства обороны. У М-55 — «большое будущее», у него нет аналогов, а американский ТR-1 в несколько раз уступает М-55 по грузоподъемности.
В марте — мае 1990 г. на самолете М-17 установлено 25 мировых рекордов скороподъемности и высоты полета. Создавался как элемент разведывательно-ударной системы.
По сравнению с американским аналогом — самолетом Локхид U-2 — имеет большую маневренность на больших высотах.
Самолет используется в ЛИИ имени М.М. Громова в качества летающей платформы для комплексных испытании различного оборудования и аппаратуры.
Самолет М-55 создавался как высотный самолет разведчик, информация о нем была секретной и не доступной для иностранных специалистов. Но после окончания «холодной войны» острая нехватка средств заставила российских военных сдать сверхсекретный самолет в прокат. Благодаря этому стало возможно осуществление давно задуманных проектов по исследованию дыры в озоновом слое Земли.
В самом начале 1997 года самолет завершил исследования состояния атмосферы и интенсивность разрушения озонового слоя в арктических районах, базируясь на аэродром Санта-Клауса в финском Рованиеми. Во время этой экспедиции на высотах 25 — 26 километров были обнаружены ранее не наблюдавшиеся полярные стратосферные облака, роль которых в озоновых процессах пока не ясна. Отметим, что ученые уже давно убедились — наиболее интенсивное разрушение озона в полярных областях происходит зимой и весной, что определяет сроки полетов самолета М-55 «Геофизика».
С российской стороны работы по самолету «Геофизика» возглавляет заместитель генерального конструктора Леонид Соколов, пилотируют самолет заслуженный летчик-испытатель ЭМЗ Олег Шепотков, установивший на этом самолете 6 мировых рекордов, и пилот ЛИИ имени М. М. Громова заслуженный летчик-испытатель Александр Бесчастнов.
От Европейского научного фонда возглавляет экспедицию также бессменный руководитель — представитель итальянского национального Центра исследований доктор Леопольдо Стефанутти, бортовая исследовательская аппаратура, созданная российскими учеными, а она составляет почти половину научного комплекса, находится под наблюдением специалистов Центральной Аэрологической обсерватории во главе с Вячеславом Хаттатовым.
В марте 1999 года самолет М-55 вернулся с Сейшельских островов, где в составе международной экспедиции занимался исследованием аномалий атмосферы над Индийским океаном. Во время этих исследований ученые впервые столкнулись с естественной неожиданно низкой температурой: — 90 градусов Цельсия, зафиксированной бортовыми приборами «Геофизики». Несмотря на такую запредельную температуру, двигателя самолета, бортовая радио- и навигационная аппаратура, гидросистемы, одним словом, все механизмы и агрегаты самолета (а все они произведены российской оборонкой), работали «штатно».
Другой проект, получивший название Airborne Polar Experiment Geophysica Aircraft in Antarctica (APE — GAIA, в переводе — воздушный полярный эксперимент с самолетом «Геофизика» в Антарктике), оценивается в $10,7 млн. В нем принимают участие представители России, Германии, Великобритании, Испании, Финляндии, Швейцарии, США, Аргентины, Бразилии, Чили и Италии. Последней принадлежит сама идея проекта, который будет проходить в рамках итальянской программы исследования Антарктики. «Только итальянцы могли успешно пройти через все переговоры и добиться претворения проекта в жизнь», — говорит глава ученого совета АРЕ — GAIA Бруно Карли.
Со стороны России проект поддерживали министерство обороны и Федеральная служба по гидрометеорологии и мониторингу окружающей среды, со стороны западных партнеров проект финансируют итальянское Агентство по новым технологиям и энергии, Европейский Фонд науки и Европейская комиссия.
Финансирование осуществляет Италия, в том числе и финансирование создания в России трех приборов для этих исследований. Полеты М-55 проводились в рамках договора о научно-техническом сотрудничестве между Россией и Италией.
Эти исследования проводятся в рамках международного «Воздушного полярного эксперимента» и являются весомым вкладом России в выполнение международных обязательств по Венской конвенции об охране озонового слоя и Монреальскому протоколу, определившему действия международного сообщества по веществам, разрушающим озон.
Первый этап проекта — перелет М-55 из России в Аргентину, в город Ушуая, самый южный город Земли, — оказался довольно трудным. Перелет происходил в шесть этапов и занял 11 дней (3 сентября самолет М-55 начал перелет в Аргентину с аэродрома подмосковного Жуковского по маршруту Калининград — Севилья — остров Сал, затем транш через Атлантику, Ресифи, Порту-Алегри и конечный пункт — аргентинский аэродром Ушуайя на Огненной Земле, а с 14 сентября с аэродрома в Ушуайя самолет приступил к длительным высотным полетам в целях изучения верхних слоев атмосферы в районе Антарктиды), в операции были задействованы более 70 специалистов. Проект чуть было не сорвался, когда обанкротился один из российских банков, через который перечислялась часть средств для бюро.
В октябре 1999 года была выполнена основная часть проекта. Два пилота по очереди производили полеты на высоте до 20 км, летая по семидесятому меридиану на юг, над мысом Горн, пересекая пролив Дрейка прежде, чем достичь Земли Александра I, то есть собственно материка, а установленное на борту оборудование собирало данные об озоновом слое. Сажать самолет зачастую приходилось в тяжелых погодных условиях.
Полученные данные должны были помочь ученым оценить скорость восстановления озонового слоя. По оценкам, слой должен вернуться к состоянию конца 70-х к 2050 г. «Целью данного проекта является проверка этой оценки», — заявил Карли.
Российская бортовая аппаратура непосредственного изучения воздушной среды зарегистрировала стабильное наличие «озоновой дыры» и ее размеры, вопреки предположениям ученых о ее рассеивании.
По прибытии на Европейский континент в испанской Севилье была проведение пресс-конференции, где генеральный конструктор ЭМЗ В. К. Новиков и Л. Стефанутти рассказали о возможностях самолета, результатах проведенных исследований и будущих экспедициях.
АРЕ — GAIA — не первый проект по изучению озоновых дыр с использованием самолетов-шпионов. При этом надо отметить, что такие самолеты есть только у России и США. Американская исследовательская платформа ER-2, созданная на базе печально знаменитого разведчика U-2, также задействована в подобных исследованиях, но маневренные и летные возможности американского самолета ограничены, что и определило ведущую роль российского двухдвигательного самолета, способного летать в атмосфере с повышенной турбулентностью и поднять в воздух гораздо больше оборудования, необходимого для анализа состава воздуха непосредственно за бортом самолета.
В декабре 1999 года, как сообщил главный конструктор АО «ЭМЗ им. Мясищева» Леонид Соколов, европейским странам, участвующим в деятельности европейского научного фонда, переданы предложения АО «ЭМЗ им. Мясищева» по совершенствованию уникального высотного самолета М-55 для его дальнейшего использования в изучении верхних слоев атмосферы в интересах мировой науки. По словам Л. Соколова, стоимость доработки конструкции М-55 оценивается примерно в 200 тыс. долл.
Ответ на предложение российской стороны должен быть дан в конце I квартала 2000 года.
В 2000 году самолет будет участвовать в повторных атмосферных исследованиях на Севере, базируясь на шведском аэродроме в городе Кируна, центре запуска исследовательских воздушных шаров в сторону Арктики. А в 2001 году настанет очередь Австралии, намечаются планы на следующие годы, они коснутся и Европы, и Америки.
Во втором полугодии 2001 года должны быть проведены тестовые испытания доработанного самолета в Швейцарии или Италии одновременно с исследованиями с помощью искусственного спутника Земли.
Добавлено (21.07.2009, 21:23) --------------------------------------------- Палубный штурмовик ВВП Як-36
ТТХ: Год принятия на вооружение - 1975 Размах крыла - 7,1 м Длина самолета - 16,4 м Высота самолета - 4,3 м Площадь крыла - 17 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 8200 - максимальная взлетная - 11800 Тип двигателя - 1 ТРД Р-28-300 + 2 ТРД РД-36 Тяга нефорсированная - 1 х 8000 кгс + 2 х 2840 кгс Максимальная скорость - 1150 км/ч Боевой радиус действия - 410 км Практический потолок - 11000 м Экипаж - 1 чел
Вооружение: Боевая нагрузка до 2000 кг. УР "воздух-воздух" Р-60М НУР бомбы
Описание
Обозначение НАТО: FREEHAND
В конце 1950-х созданием СВВП занялся коллектив ОКБ-115, возглавляемый А.С.Яковлевым. Необходимым условием для реализации замыслов стало появление легкого и компактного ТРД Р-19-300. В 1960-м Яковлев вышел с предложением разработать самолет Як-104. Проектом предусматривалось использование дух форсированных двигателей Р-19-300 с тягой по 1600 кгс в качестве подъемно-маршевых и одного подъемного Р-19-300 тягой 900 кгс. Ожидалось, что при полетном весе 2800 кг и запасе горючего в 600 кг, СВВП сможет летать с максимальной скоростью 550 км/ч, подниматься на высоту 10000 м и иметь дальность 500 км при продолжительности полета 1 час 10 минут. Если не считать изысканий по СВВП Як-28ВВ, только в 1961-м рассматривалось три предложения. Среди них были и одноместный истребитель-бомбардировщик с двумя подъемно-маршевыми двигателями Р-21М-300 и штурмовик с двумя ТРД Р-11В-300, оснащенные турбовентиляторными агрегатами. Последние представляли собой комбинацию ТРД и вентиляторов в крыле, приводимых в действие газовой струей подъемно-маршевых двигателей. На рубеже 50-х и 60-х годов это техническое решение довольно широко обсуждалось специалистами ведущих авиационных держав. Не устояли перед соблазном и в СССР. Надо отметить, что идея использования вентилятора для создания вертикальной тяги не умерла. В настоящее время она рассматривается в проектах перспективных СВВП, но не с газодинамическим, а с механическим приводом от подъемно-маршевого ТРД. В феврале 1961-го в Комиссию президиума Совмина СССР по военно-промышленным вопросам поступил доклад ГКАТ. В нем, в частности, говорилось о том, что для обеспечения весовых характеристик самолета требуется удельный вес двигателя порядка 0,08-0,1 кг/кгс тяги против 0,2-0,25 у современных ТРД. В поисках создания такого легкого двигателя в ОКБ-300 (Туманский), в ОКБ-165 (Люлька) и в ЦИАМ проводились работы по созданию силовой установки, состоящей из ТРД и турбовентиляторного агрегата, молоресурсного ТРД только для взлета и посадки и комбинированного двигателя с поворотным соплом. На следующем этапе работ по СВВП предполагалось проработать создание самолета с большим полетным весом и с более мощной силовой установкой на базе Р-21М-300 с вертикальной тягой до 10000 кгс. Самолет с такой силовой установкой мог иметь взлетный вес до 18000 кг. К практической реализации приняли проект, получивший сначала обозначение "изделие В", а впоследствии Як-36. Проект постановления Совмина о разработке одноместного истребителя-бомбардировщика с двумя двигателями Р-21М-300 тягой по 5000 кгс подготовили в апреле 1961-го. Самолет рассчитывался на полет с максимальной скоростью 1100-1200 км/ч на высоте 1000 м. Взлетный вес не должен был превышать 9150 кг. Остальные проектные характеристики сохранялись как в вышеупомянутом докладе ГКАТ. Разработка Як-36 велась под непосредственным руководством С.Г.Мордовина, ставшего впоследствии заместителем главного конструктора. Ведущими инженерами по машине были О.А.Сидоров и В.Н.Павлов, а по летным испытаниям К.Б.Бекирбаев и В.Н.Горшков. К этому времени в Великобритании уже летал опытный СВВП Harrier с одним подъемно-маршевым ТРД и четырьмя поворотными соплами. Но в отличие от своих западных коллег отечественные авиаконструкторы пошли по своему пути. Назначение самолета и выбор подъемно-маршевых ТРД Р-27-300 с поворотными соплами обусловило установку в носовой и ХЧФ струйных рулей с большой тягой, а один из них, вообще, пришлось вынести вперед на длинной штанге, поскольку в их задачу входило не только управление самолетом на переходных режимах, но и балансировка аппарата на висении. Сами же двигатели разместили в НЧФ, а их сопла в районе центра тяжести. Это решение, принятое спустя 15 лет после появления первых отечественных реактивных истребителей, привело к возврату к реданной схеме. Подобная компоновка силовой установки обусловила применение велосипедного шасси с одноколесной носовой и двухколесной задней опорой. Крыльевые опоры убирались против направления полета в обтекатели, на правом из которых установили стандартный ПВД с датчиками углов атаки и скольжения. Конструкция планера была типичной для самолета тех лет: полумонококовый фюзеляж и лонжеронное крыло с закрылками. Разрабатывая машину, ее создатели не знали, как она поведет себя в полете, вдруг завалится на бок на взлете или возникнут другие непредсказуемые ситуации. Чтобы обезопасить пилота в нештатных ситуациях, в состав системы спасения ввели устройство принудительного катапультирования. Имела машина и систему автоматического управления на околонулевых скоростях полета. На заводе №115, что на Ленинградсков проспекте столицы, построили четыре машины, одна из которых предназначалась для прочностных испытаний. Весной 1963-го на первом самолете с бортовым №36 начались исследования средств защиты двигателей от попадания в них отраженной струи и ресурсные испытания. На Як-36 для этого предусмотрели два газоотражающих щитка, один в носовой части, а другой - перед соплами ТРД. На второй машине с бортовым №37 отрабатывались взлеты и посадки, сначала на привязи до полуметровой высоты, а затем на режиме свободного висения на высотах до 5 метров. О темпах работы свидетельствует тот факт, что за два года было выполнено 85 висений. 25 июня машина потерпела аварию: из-за большого скольжения при вертикальной посадке сломалось шасси. Труднее всего было с вертикальной посадкой. Параллельно с Ю.А.Гарнаевым машину осваивал В.Г.Мухин, впоследствии заменивший Юрия Александровича, переключившегося на испытания вертолета Ми-6. У исследователей на этот счет имелись разные мнения. Гарнаев настаивал, что садиться надо по вертолетному, с большой высоты, погасив при этом предварительно скорость. Мухин придерживался иных взглядов. Он считал, что в отличие от вертолета, на котором в полете опорой является несущий винт, на СВВП эти функции, в зависимости от этапа полета, выполняет крыло и газовые струи двигателей. Учитывая, что момент "передачи" подъемной силы от крыла к силовой установке зависит от скорости, то и посадку надо рассчитывать с высоты, соответствующей высоте полета по кругу. Мухин оказался прав. Висения осуществлялись на высоте около полуметра над ямой, закрытой сверху стальной решеткой. Это делалось для снижения интерференции газовых струй и самолета. Но убедившись, что самолет может взлетать вертикально, с решетки вскоре ушли, ведь на натуре приходилось исследовать то, что не всегда получалось на стенде. Перейдя от решетки на "твердую" поверхность, самолет будто подменили. Как только колеса отрывались от земли самолет начинало трясти и заваливать на бок, при этом запаса газовых рулей явно не хватало. Кое-кто советовал Мухину быстрее уходить от экрана, но опытный летчик-испытатель не спешил. В поведении машины требовалось разобраться на земле, иначе летного происшествия не миновать. Обучая СВВП полетам, летчик и сам приобретал новые навыки пилотирования. Як-36 приходилось устанавливать на весах, определяя тягу двигателей. Очень скурпулезно, можно сказать черепашьими шагами, продвигались конструкторы. Бывало, многотонная машина раскачивалась над аэродромом как маятник, почти не поддаваясь воле пилота. Устранив тряску и добившись, что газовый поток, истекавший из двигателей, не создает разрежения под крылом, прижимая самолет к земле, и не попадает в воздухозаборное устройство, удалось укротить машину. Лишь опытным путем, нащупав необходимые соотношения между дачей органов управления и расходом воздуха в струйных рулях, испытатели приступили к первому полету СВВП. 27 июля 1964-го на третьей машине (№38) Мухин выполнил первый полет, но с разбегом и пробегом, ведь еще никто не знал, как самолет поведет себя в воздухе. Видимо после этого полета доработали все три машины, установив по два подфюзеляжных киля. Казалось бы все, можно отправляться, если не в штатный полет по полному профилю, то, по крайней мере, взлетев вертикально, выполнить посадку по самолетному. Но чтобы осуществить это, понадобилось почти полтора года кропотливой работы. 7 февраля 1966-го Мухин, взлетев вертикально, выполнил полет по кругу и произвел посадку по самолетному, а 24 марта состоялся полет по кругу с вертикальными взлетом и посадкой. Эту дату можно считать днем рождения отечественного вертикально взлетающего самолета. И, конечно же, нельзя не вспомнить воздушный парад в июле 1967-го в московском аэропорту Домодедово, когда тысячи людей впервые узнали о существовании в своей стране самолета с уникальными свойствами. Во время тренировок к параду летала машина с бортовым номером №37, а в день показа - с №38. На пилонах под крылом СВВП зрители могли наблюдать подвешенные блоки НАР УБ-16. Но это было бутафорное вооружение, поскольку на самолете отсутствовало оборудование, необходимое для его боевого применения. Да и малая грузоподъемность не позволяла использовать Як-36 в этом качестве, хотя подобные проработки проводились. После успешного завершения воздушного парада в Домодедово Яковлев обратился в правительство с предложением о выпуске 10-12 Як-36 для отработки методики эксплуатации подобных машин на корабле. Однако бесперспективность данного СВВП с мизерной полезной нагрузкой была слишком очевидна, и вскоре, (менее чем через полгода вышло постановление правительства) в ОКБ приступили к разработке боевого самолета Як-36М, получившего, после принятия на вооружение, обозначение Як-38. Компоновка новой машины коренным образом отличалась от своего предшественника, став классической для отечественных СВВП.
Добавлено (28.08.2009, 11:24) --------------------------------------------- Як-38 - палубный штурмовик ВВП
ТТХ: Размах крыльев, м - 7,32 Длина фюзеляжа, м - 15,5 Высота на стоянке, м - 4,25 Площадь крыла, кв.м - 18,5 Тяга двигателя, кгс - 1х6800 Масса пустого самолета, кг - 7484 Масса нормальная взлетная, кг - 10300 Масса максимальная взлетная, кг - 11300 Максимальная скорость, км/ч - 1050 Практический потолок, м - 11300 Практическая дальность полета, км - 680 Год принятия на вооружение - 1974
Обозначение НАТО: FORGER
Як-38 - цельнометаллический свободнонесущий среднеплан с крылом малого удлинения, стреловидным хвостовым оперением, убирающимся шасси и герметичной кабиной. Для размещения в ангаре авианесущих кораблей концевые части крыла складываются вверх с помощью гидроцилиндров. Основными конструкционными материалами планера являются алюминиевые сплавы, в том числе впервые примененный сплав 01420Т1, обладающий высокой коррозионной стойкостью и малым удельным весом (2,43 г/куб.см). Фюзеляж - стрингерный полумонокок переменного сечения. Технологически разделен на головную и хвостовую части, разъем между ними по шп.№29 служит для установки и замены ПМД. Кабина летчика вентиляционного типа, оснащена комплектом высотного оборудования. Наддув кабины производится кондиционированным воздухом, отбираемым от компрессора ПМД. В хвостовой части фюзеляжа установлена парашютно-тормозная система ПТК-36М, рабочая площадь купола тормозного парашюта -13 кв.м. Крыло - двухлонжеронное с подкосной балкой, разъемное с фюзеляжем, оснащено элеронами и выдвижными закрылками. Угол стреловидности по передней кромке 45°, поперечного«V» - 10°, установки - 0°. Профиль крыла в корне - П-53с-6, на законцовке - С-12с-6. Площадь элерона - 0,98 кв.м, закрылка -1,08 кв.м, триммера элерона - 0,0453 кв.м. Углы отклонения элеронов - по 24°, триммера элерона - по 17°, закрылки отклоняются на 35°. Хвостовое оперение состоит из фиксированного стабилизатора и киля с рулями высоты и направления. Вертикальное оперение имеет площадь 4,23 кв.м. Угол стреловидности по передней кромке - 53°. Площадь руля направления 0,975 кв.м, триммера руля направления -0,096 кв.м. Углы отклонения руля направления вправо и влево - по 30°, триммера руля направления - по 17,5° в обе стороны. Управление рулем безбустерное. Шасси - трехопорное. Колеса основных стоек - тормозные с пневматиками низкого давления КТ61/3 (660x200), носовой стойки- К-298 (600x150). На трех опытных и первых десяти серийных самолетах колея шасси составляла 2,2 м, затем была увеличена до 2,75 м. Амортизация - масляно-воздушная. Силовая установка состоит из одного подъемно-маршевого двигателя (ПМД) Р-27В-300 и двух подъемных двигателей (ПД) РД-36-35ФВ или РД-36-35ФВР. ПМД расположен в средней части фюзеляжа, имеет боковые однорежимные воздухозаборники с отделением пограничного слоя и нерегулируемое реактивное сопло с двумя поворотными насадками. Последние соединены поперечным валом и синхронно поворачиваются гидроприводами с целью изменения вектора тяги соответственно этапам полета. Запуск ПМД электрический, производится от наземного или корабельного агрегата. ПД расположены один за другим в передней части фюзеляжа за кабиной летчика. Однорежимные воздухозаборники подъемных двигателей размещены под верхней створкой отсека ПД. Реактивные сопла ПД закрыты управляемыми створками. Двигатели работают на реактивном топливе Т-1, ТС-1, Т-2, РТ, 2750 кг которого на самолете размещается в двух внутренних кессон-баках: баке № 1, расположенном в отсеке между ПД и ПМД, и баке №2 в хвостовой части фюзеляжа. Выработка топлива регулируется автоматически по сигналам топливомера ТПР1-9, а также в ручном режиме. Питание ПМД топливом при отрицательных и нулевых перегрузках обеспечивается двумя топливными аккумуляторами, установленными в баке №1. Заправка - централизованная под давлением. Система управления самолетом наряду с обычными органами аэродинамического управления включает отдельную систему реактивного управления, струйные рули которой расположены в носовой и хвостовой частях фюзеляжа и в законцовках крыла. Рабочим телом в системе реактивного управления служит воздух, отбираемый от компрессора ПМД (до 10 кг/с). Для повышения эффективности продольного управления на вертикальных и переходных режимах полета реализовано автоматическое изменение тяг ПД и ПМД. На самолете установлена дублированная система автоматического управления САУ-36, исполнительными органами которой являются электрические рулевые агрегаты РАУ-107А и необратимые гидроусилители БУ-150В.
На самолете установлены три автономные гидросистемы: - основная бустерная, обеспечивающая питание бустеров управления самолетом, замковых и силовых цилиндров складывающихся частей крыла; - дублирующая бустерная для питания бустеров управления самолетом в случае выхода из строя основной бустерной гидросистемы; - гидросистема силовых приводов, обеспечивающая уборку и выпуск шасси, закрылков, открытие и закрытие створок отсека ПД, заслонок отбора и подачи воздуха на запуск подъемных двигателей. Источником питания основной бустерной гидросистемы является насос НП 72МВ, установленный на коробке приводов ПМД. В качестве рабочей жидкости применено масло АМГ-10, резерв которого размещается в гидробаке. Рабочей жидкостью гидросистемы силовых приводов и дублирующей гидросистемы служит топливо, отбираемое от топливной системы ПМД через электромагнитный кран.
Пневмосистема самолета состоит из двух автономных систем: аварийной и резервной с общей магистралью зарядки. Первая осуществляет рабочее торможение колес, аварийный выпуск шасси, закрылков, аварийное открытие створок отсека ПД, выпуск и сброс тормозного парашюта. Резервная пневмосистема предназначена для аварийного торможения колес главных ног шасси и аварийного выпуска (без сброса) тормозного парашюта. Электросистема включает: генератор постоянного тока ГСР-СТ-18/70КИС, генератор переменного тока ГТ-16ПЧ8Д, две аккумуляторные батареи 15СЦС-45 в качестве аварийных источников питания, преобразователи постоянного тока в переменный ПО-750А и ПГ-500Ц, проводку и потребители электроэнергии. Пилотажно-навигационное, прицельное, радио- и радиоэлектронное оборудование обеспечивает решение боевых задач днем в простых и сложных метеоусловиях при наземном и корабельном базировании. Система спасения Як-38 не имеет аналогов в мировой практике. Ввиду того, что на режимах вертикального взлета или посадки аварийная ситуация может развиваться практически мгновенно, то для гарантированного спасения летчика самолет оснащен системой принудительного катапультирования СК-3М. Исполнительная команда на катапультирование вырабатывается при достижении самолетом определенных углов крена, пикирования, кабрирования, а также при сочетании по знаку определенных величин углов и угловых скоростей крена, пикирования и кабрирования самолета. Информацию об углах и угловых скоростях крена и тангажа система получает от бортовой системы управления и собственных датчиков. Система отключается автоматически, если угол сопел ПМД превышает 67° от вертикали.
Кроме автоматической системы СК-3М, комплекс средств аварийного покидания самолета включает: - катапультное кресло КЯ-1М (на четырех опытных и первых десяти серийных самолетах) либо унифицированное кресло К-36ВМ с носимым аварийным запасом (с самолета сер. № 2709), обеспечивающее спасение летчика при нулевых значениях скорости и высоты - механизм сброса левой руки летчика с РУД; - пиромеханическую систему аварийного сброса откидной части фонаря; - спецснаряжение летчика (высотный морской спасательный костюм ВМСК-4 и ЗШ-5А).
Прицельное оборудование Як-38 состоит из стрелкового прицела АСП-ПФД-21 и аппаратуры «Дельта-НГ2» радиокомандного наведения ракет Х-23 (Х-25МР).
Вооружение самолета подвешивается на четырех подкрыльевых пилонах, способных нести: - управляемые ракеты Р-60, Р-60М или Х-23М (Х-25МР) с гондолой аппаратуры «Дельта-НГ2»; - блоки типа УБ-32А, УБ-32М и УБ-16-57УМП с неуправляемыми ракетами типа С-5; - блоки Б8М-1 с неуправляемыми ракетами типа С-8; - неуправляемые авиационные реактивные снаряды С-24Б; - авиабомбы П-50Ш, ОФАБ-100-120, ОФАБ-100НВ, ОФАБ-250-270, ОФАБ-250М-54, ФАБ-250-230, ФАБ-250М-62; - разовые бомбовые кассеты РБК-250 ГПАБ-2/5М, РБК-500 ЗАБ-2,5СМ, РБК-500 ШОАБ-0,5М; - зажигательные баки ЗБ-500; - унифицированные пушечные контейнеры УПК-23-250; - фильтрогондолы типа К-513Д; - подвесные топливные баки емкостью 500 л.
Боевое применение В начале 1980 г. по решению МО и МАП была сформирована опытная эскадрилья из двух штурмовиков Су-25 и четырех СВВП Як-38 (борта "25", "53", "54", "55"). Программа испытаний предусматривала оценку эксплуатации в условиях автономного базирования, проверку работы прицела и радиооборудования при полетах в ущельях, изучение возможности взлета с поврежденных ВПП и комплексное исследование боевой эффективности СВВП в условиях высокогорья и высоких температур. Командиром эскадрильи был назначен летчик-испытатель HИИ ВВС В.В.Васенков. Кроме него, на Як-38 летали летчик-испытатель МАЛ Ю.И.Митиков, морские летчики Ю.H.Козлов, Е.М.Алифанов, В.Г.Панасенко и А.П.Кривуля. Специалистами МАПа руководил главный конструктор В.H.Павлов, за спецоборудование отвечал В.Г.Кузнецов, за вооружение - В.М.Ильин, за силовую установку - Р.H.Hовиков и С.А.Семенов. От ЛИИ работу курировал Б.H.Сас, начальником саратовской группы был А.М.Кувшинов, ведущим инженером HИИ ВВС А.И.Ложкин. Специалистами авиации ВМФ руководил В.В.Купцов. После необходимой подготовки 18 апреля 1980 г. личный состав эскадрильи перебазировался на аэродром Шиндад в северном Афганистане. Его бетонная ВПП длиной почти 3000 м располагалась на горном плато на высоте 1140 м над уровнем моря. Рядом специально для Як-38 была построена другая ВПП длиной около 150 м с покрытием из металлических плит и стеклоткани. Hа следующий день, 19 апреля, Ан-22 доставили "вертикалки". 21 апреля провели предварительную подготовку, а 23-го начались полеты. В основном это были взлеты с коротким разбегом и посадки с пробегом. Летали главным образом с бетонной ВПП, т.к. металлическая полоса после пяти ВКР и одного вертикального взлета пришла в негодность. Всего на Як-38 выполнили в Афганистане 107 полетов в боевых условиях парами и в одиночку в сопровождении Су-17. Программу закончили 29 мая. Приобретенный опыт показал настоятельную необходимость повышения тяговооруженности самолета и его разгонных характеристик при выполнении ВКР, т.к. в условиях пониженной плотности воздуха и достигавшей 35 С жары потеря тяги силовой установки достигала 1500 кгс. После необходимых расчетов Павлов, Сас и заместитель главного конструктора Hовиков приняли решение по- вернуть сопло второго ПД на 15 градусов назад, в результате самолет стал нормально разгоняться с расчетной взлетной массой. В дальнейшем соответствующие доработки были произведены на всех Як-38.
"Предают тех,кто доверяет!" (с)
"...разорву провода, сплюну все города и забуду обратно дорогу!" (с)
RBS 70 — зенитный ракетный комплекс малой дальности
ТТХ: Масса контейнера с ракетой, кг - 26,5 Масса ракеты, кг - 16,5 Длина ракеты, м - 1,32 Калибр ракеты, мм - 106 Дальность полета ракеты, м: - максимальная - 6000-7000 - минимальная - 200 Максимальный потолок, м - 4000 Средняя скорость полета ракеты, м/с - 540 Время подготовки комплекса для ведения боевых действий, мин - 5-8 Дальность слежения, км - 9-15
RBS 70 — зенитный ракетный комплекс малой дальности разработан и производится с середины 1970-х годов шведской фирмой Bofors. Предназначен для непосредственной защиты сухопутных войск и судов от атак с воздуха. Имеются версии RBS 70 VLM, RBS 70 ARMAD, RBS 70 АРС, RBS 70 SLM, а также RBS 90 (RBS 70 М). Комплексы серии RB5 70 находятся на вооружении армий многих государств, в частности Швеции, Австралии, Ирана, Индонезии, Пакистана, Сингапура, Тайваня и Туниса.
Основная версия комплекса состоит из ракеты Мк 1 или Мк 2 (они взаимозаменяемы в разных версиях комплекса), помещенной в пусковой контейнер, а также пускового приспособления, установленного на треножном станке. Пусковое приспособление имеет элементы для крепления контейнера, пусковой механизм, прицел, работающий днем и ночью, излучатель лазерного пучка, а также место для оператора. Запуск ракеты производится из контейнера с помощью стартового двигателя. После вылета ракеты из контейнера открываются расположенные в срединной части ракеты стабилизаторы, а в хвостовой части — рули. Затем на безопасном расстоянии от оператора включается маршевый двигатель. В задней части ракеты расположены приемники лазерного излучения. Боевая часть ракета, включающая в себя несколько тысяч вольфрамовых шариков и кумулятивный заряд, оснащена лазерным радиовзрывателем и взрывателем ударного действия.
Расчет RBS 70 состоит из оператора, который с помощью поворота прицела вместе с пусковым приспособлением осуществляет предварительное наведение комплекса на цель. Оптическая система прицела стабилизируется с помощью гироскопа. Оператор направляет оптическую ось прицела на цель, воздействуя большим пальцем руки на небольшой рычаг управления. Спаренный с прицелом лазерный излучатель высылает принимаемый датчиками ракеты лазерный пучок, который затем преобразуется в сигналы управления. Комплекс RBS 70 приспособлен для взаимодействия с радиолокационной станцией, передающей ему точную информацию о местонахождении цели. Комплекс RBS 70 VLM (сокращение от Vehicle Launched Missile) устанавливается на различных транспортных средствах повышенной проходимости. Он предназначен для защиты войск от атак с воздуха во время марша. Его экипаж состоит из командира и водителя-оператора. RBS 70 ARMAD, состоящий из пускового приспособления и системы управления огнем, устанавливается на бронетранспортере (например, М113А1). В системе управления огнем применяется радиолокационная станция фирмы Ericcson HARD (Helicopter and Aircraft Radar Detection), позволяющая обнаруживать и следить за несколькими целями одновременно. Экипаж комплекса составляют командир, механик-водитель и наводчик. RB5 70 ARMED перевозит семь ракет. Комплекс RBS 70 АРС приспособлен для установки в башнях бронетранспортеров. Он состоит из прицела и контейнера с ракетой, устанавливаемого на кронштейне. Комплекс размещается на платформе, которая после открытия крышки, занимает боевое положение. Комплекс RBS 70 SLM (сокращение от Ship Launched Missile) предназначен для установки на кораблях. Комплекс RBS 90, также обозначаемый как RBS 70M (М — Monker, т. е. темнота), предназначен для уничтожения воздушных, а также легких наземных целей, в основном ночью. Он может работать вместе с RBS 70, используя тот же самый радар для контроля района ведения боевых действий. Система управления огнем имеет лазерный излучатель, а также телевизионную и тепловизионную камеры. Комплекс, состоящий из станка, прицела и пускового приспособления с двумя трубами, дистанционно управляется оператором управления огнем (он наблюдает на мониторе за изображением пересылаемым с камер) и оператором ракет. Данные о целях поступают с радара HARD, следящего за целью до момента пока ее изображение не будет «поймано» камерой.
ТТХ: Размах крыла - 10,0 м Длина - 8,48 м Высота - 1,70 м Площадь крыла - 17,15 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 2410 - нормальная взлетная - 2700 Тип двигателя - 1 ПД М-105ПФ Мощность - 1180 л.с. Максимальная скорость, км/ч - у земли - 531 - на высоте - 592 Практическая дальность - 850 км Максимальная скороподъемность - 926 м/мин Практический потолок - 10000 м Экипаж - 1 чел
Як-1 - одноместный, одномоторный, свободнонесущий моноплан с низко расположенным крылом, смешанной конструкции, с убирающимся в полете шасси с хвостовой опорой.
Крыло. Деревянной конструкции, двухлонжеронное, неразъемное, трапециевидной формы в плане с закругленными концами, с жесткой работающей обшивкой. Профиль крыла Clark YH с относительной толщиной: 15% в плоскости симметрии самолета и 7% на концах крыла. Основным силовым элементом крыла является передний лонжерон с носком крыла толщиной до 8 мм, выклеенным из трехслойной миллиметровой фанеры. Задний лонжерон слабее переднего и является вспомогательным. Оба они коробчатого сечения: полки склеены из сосновых реек, стенки фанерные с переменной толщиной от 10 мм в корне крыла до 3 мм на конце. 46 нервюр соединены между собой продольными стрингерами и вместе с концевыми дугами составляют набор крыла. Нервюры разрезные; носики все двухстепенные, ферменной конструкции; средние части и хвостики балочной конструкции, двухстепенные в корневой части крыла и одностеночные на концах плоскостей. Стрингеры разрезные, состоят из сухариков и планок сечения 8x10 мм. За передним лонжероном крыло обшито бакелитовой фанерой толщиной от 3 до 5 мм. К заднему лонжерону на трех фрезерованных дюралевых кронштейнах подвешен двухсекционный (противофлаттерная мера) элерон. Элероны типа "фрайз" (с большой осевой компенсацией для парирования момента рыскания при их отклонении) дюралевые, клепаные, обшиты полотном и имеют 100%-ную весовую компенсацию. На левом элероне установлен переставляемый на земле триммер (на Як-16 триммер заменен пластиной-компенсатором). Щитки типа "шренк" дюралевые, клепаные, крепятся к крылу на шомполах. Крыло имеет гладкую поверхность благодаря применению толстой обшивки. К каркасу крыла она приклеивается казеиновым клеем и стыкуется на лонжеронах, к которым дополнительно крепится шурупами. Затем обклеивается полотном и шпаклюется. На элеронах полотно пришивается к киперной ленте, которой предварительно обматываются хвостики нервюр и концевой обод. Фюзеляж. Основной частью фюзеляжа является сварной металлический каркас, составляющий одно целое с моторамой, выполненный в виде пространственной фермы из труб СЗОХГСА диаметром от 20 до 50 мм. Главными элементами каркаса являются четыре лонжерона, связанные 10 рамами. Сваренный фюзеляж регулируется стальными лентами-расчалками, расположенными сверху и снизу фермы между рамами. Рамы, не имеющие жестких раскосов, тоже расчалены лентами. Рамы 1 и 2 ограничивают отсек кабины летчика. Для образования фонаря кабины к верхним лонжеронам приваривается каркас. В этом же отсеке находятся четыре основных и четыре вспомогательных стыковочных узла крыла и фюзеляжа. У самолетов выпуска завода № 301 боковые стенки фермы в районе кабины имеют другую конфигурацию, а вспомогательных узлов - шесть. Нижние лонжероны в этом месте вырезаны, а их продолжением служат две трубы в крыле. Носовая часть фюзеляжа закрыта капотом из семи выполненных из дюраля толщиной 1 мм легкосъемных крышек (три - верхних, две - боковых и две - нижних) на замках "дзус". Крышки крепятся на каркас из дюралевых профилей, который прошит кожаным ремнем для их плотного прилегания. На Як-1 завода № 301 верхних крышек капота две, а боковых - четыре. В передней верхней крышке отсутствует жаропрочная окантовка желобов пулеметов, а на машинах первой и второй серии в задней нижней крышке установлен воздухозаборник нагнетателя мотора по типу И-26-I. Самолеты первых серий выпуска завода № 292 в задней верхней крышке капота имели "жабры" для продува отсека мотора. На Як-1б верхних крышек капота две, а с 106-й серии на боковых крышках устанавливаются обтекатели выхлопных патрубков мотора и патрубка отвода воздуха от подшипников. Для придания фюзеляжу обтекаемой формы сверху и снизу фермы установлены гаргроты. Верхний гаргрот, являющийся продолжением фонаря кабины, обшит бакелитовой фанерой. С помощью угольников он приклеивается к штапикам, примотанным к трубам каркаса киперной лентой на казеиновом клее. Нижний гаргрот обшит полотном по стрингерам и крепится к фюзеляжу на болтах. Для плавного перехода с нижнего гаргрота на боковые панели с обеих сторон установлены фанерные обтекатели. Боковые стрингеры крепятся к рамам и раскосам фермы киперной лентой шириной 15 мм на клею, намотанной в три слоя и врезанной заподлицо. Хвостовая часть фюзеляжа обшита полотном АСТ-100, которое вверху прибивается к штапикам гвоздями, пришивается к стрингерам и покрывается эмалитом. Все отверстия, швы и края полотна заклеиваются проэмаличенной перкалевой лентой. Кабина пилота закрыта фонарем из плексигласа. Средняя часть его сдвигается назад по полозкам, утопленным в обшивке. Для улучшения обзора ЗПС гаргрот за бронеспинкой застеклен. С 49-й серии это остекление уменьшено до двух окон. У Як-1б задняя часть фонаря выполнена колпаком, а спереди и сзади установлено бронестекло толщиной 64 мм. На подвижной части фонаря стоит замок патефонного типа, позволяющий фиксировать ее в нескольких положениях. Для быстрого открытия фонаря в аварийной ситуации установлен резиновый амортизатор, а с 163-й серии предусмотрен аварийный сброс фонаря. В нижней части козырька сделана прорезь для вентиляции кабины. Регулирующая шторка на машинах поздних серий открывается внутрь. Для секторов управления мотором, крана управления щитками и других органов управления имеются две горизонтальные панели на правом и левом бортах. Сиденье пилота имеет чашку под парашют и регулируется по высоте на земле и в полете. Сзади летчик защищен стандартной бронеспинкой толщиной 9 мм. В связи с работами по улучшению аэродинамики Як-1 с 1943 г. в фюзеляже, для его герметизации, установлены перегородки: матерчатая - за бронеспинкой и фанерная - за водорадиатором. Хвостовое оперение. Свободнонесущее, смешанной конструкции, трапециевидной формы в плане, с закругленными концами, профиль RAF-30. Стабилизатор и киль деревянные, двухлонжеронные, обшиты бакелитовой фанерой толщиной 2.0 - 2.3 мм, носки выклеены из шпона. Конструкция лонжеронов оперения аналогична конструкции лонжерона крыла. Рули поворота и высоты дюралевые, клепаные, обшиты полотном. Их основной силовой элемент - лонжерон в виде дюралевой трубы, сплющенной на концах. Рули подвешены на дюралевых фрезерованных кронштейнах. Руль высоты имеет осевую аэродинамическую и 100%-ную весовую компенсацию. Все рули имеют триммеры. Триммер руля разворота - переставляемый на земле. Оперение соединено с фюзеляжем в шести точках. Место стыка закрыто дюралевым обтекателем. Шасси трехопорное с хвостовой опорой. Силовая схема каждой основной опоры шасси состоит из амортизационной стойки, складывающегося бокового подкоса и хромансилевого шкворня, укрепленного на переднем лонжероне крыла. Основные опоры шасси убираются в носок крыла по направлению к фюзеляжу при помощи складывания подкосов воздушными цилиндрами. Амортизация - масляно-воздушная с торможением на обратном ходе. На шток стойки насажена и закреплена конусными болтами дюралевая фрезерованная полувилка (с 49-й серии - сварная) с фланцем для крепления тормоза колеса. Консольная ось колеса запрессована в полувилку и закреплена конусными болтами. Колесо полубаллонного типа 600x180 мм с колодочным воздушным тормозом. В убранном положении основные опоры шасси удерживаются замком с пневматическим управлением, дублированным аварийным тросовым. В выпущенном положении они удерживаются замком на складывающемся подкосе, предохраняющем его от складывания. Аварийный выпуск осуществляется сжатым воздухом, поступающим от общего баллона по отдельной проводке. Для обеспечения плавности уборки и выпуска имеется гидравлический демпфер, смонтированный на цилиндре подъема. На более поздних сериях он снят, а вместо него на стойке, для облегчения уборки, ставится цилиндр разгрузки. Вырез под основные опоры шасси закрывается двумя щитками. Щиток стойки крепится к ней и к крылу (шомпольной петлей; с сентября 1943 г. петля усиливается наружной дюралевой накладкой). Щиток колеса крепится к оси колеса и к полувилке. На Як-1 завода № 301 и первых серий завода № 292 устанавливался на крыле третий щиток - щиток нижней части колеса, закрывающийся им при уборке. Хвостовая опора неубирающаяся, самоориентирующаяся с масляно-воздушной амортизацией. Перед взлетом и посадкой она стопорится в нейтральном положении от рукоятки из кабины летчика. С 127-й серии устанавливается автоматический стопор хвостового колеса, который освобождает его при отклонении педалей более чем на 20°. На самолетах завода № 301 и первых серий завода № 292, а также с 87-й серии хвостовая опора убирается от воздушной системы. Причем аварийный выпуск ее возобновлен только с 143-й серии. Лобовой щиток хвостовой опоры на первых Як-1 убирался амортизатором, а боковые щитки (начиная с самолетов 87-й серии) - колесом хвостовой опоры при уборке. Размер хвостового колеса 255x110 мм. Шасси имело световую сигнализацию убранного и выпущенного положения, а также механические указатели. В зимнее время колесное шасси заменялось лыжным. Основные лыжи размером 1650x620 мм были специально разработаны ОКБ; левая лыжа имела вырез под воздухозаборник нагнетателя. Хвостовая лыжа - стандартная для истребителей. Общий вес основных лыж - 123 кг, хвостовой лыжи - 6 кг. Управление рулем высоты и элеронами жесткое. Рычаги ручного управления изготовлены из листового дюраля толщиной 8 мм и вращаются на шарикоподшипниках. Тяги из стальных и дюралевых труб двигаются поступательно в направляющих обоймах из трех шарикоподшипников. На ручке управления имеются гашетки управления огнем, рычаг тормозов и клапан ПУ-6. С 158-й серии устанавливается ручка управления по типу "мессершмитта" с электроспусковыми кнопками. Управление рулем поворота тросовое. Педали, регулирующиеся по росту летчика, параллелограммного типа. Проводка двойная (на Як-1б - одинарная) из трехмиллиметрового троса на роликах с шарикоподшипниками. На конце проводки, в месте присоединения к качалке руля, поставлены стальные ленты. Проводка управления триммером руля высоты тоже тросовая. Штурвал управления расположен на левом борту кабины. Управление мотором состоит из управления сектором газа, высотными корректорами, скоростями привода нагнетателя, регулятором винта и маслоинжектором. Все управление тросовое; тросы управления нормальным газом, высотными корректорами и переключением скоростей нагнетателя проложены в трубках 6x8 мм, набитых смазкой, маслоинжектором - заключены в боуденовскую оболочку, а для регулятора Р-7 в местах перегиба проводки, для троса установлены направляющие трубки. Запуск мотора производится сжатым воздухом из общего баллона (давление не менее 50 кг/кв.см). Кран запуска и шприц для залива цилиндров и магистрали после бензонасоса установлены на правом пульте, переключатель магнето и пусковая кнопка - слева на приборной доске. Рычаги управления мотором расположены на левом пульте, а штурвал управления регулятором винта Р-7 находится на левом борту. Питание топливом осуществляется принудительно от бензонасоса, приводимого в действие мотором. Запас топлива содержится в четырех бензобаках общей емкостью 408 л (корневые - по 130 л, а консольные - по 74 л), размещенных попарно в крыльях. Для предохранения от течи при простреле баки протектируются морозостойкой резиной. Толщина протектора снизу бака - 8 мм, по бокам -6 мм и сверху - 4 мм. Баки подвешены в крыле на лентах, закрепленных на усиленных нервюрах крыла. Заправка топливом производится через заливные горловины консольных баков (в корневые баки топливо поступает самотеком). Слив топлива осуществляется через сливные пробки корневых баков. В корневых же баках расположены бензиномеры рычажно-поплавкового типа. На самолетах выпуска 1940 г. их установка была лишь предусмотрена: в обшивке крыла прорезалось отверстие, закрывавшееся окном из плексигласа, а сами бензиномеры не устанавливались. Шкалы бензиномеров были отградуированы на оставшееся топливо от 80 кг до нуля. Система охлаждения мотора - система закрытого типа, работает под избыточным давлением. Охлаждающая жидкость - вода, при низких температурах используется антифриз. Емкость системы - около 75 л. Водорадиатор ОП-203 сотовый с поверхностью охлаждения 42 м и лобовой поверхностью 0.25 м . Он заключен в туннель подвесного типа под фюзеляжем за крылом. На выходе туннеля расположена заслонка, управляемая из кабины летчика от штурвала на правом пульте. В развале цилиндров установлен расширительный бачок с редукционным клапаном, а перед бачком, на выходе из блоков мотора, расположена заливная горловина системы. "Горячая" магистраль проложена по правому борту в зализе крыла, а магистраль с охлажденной жидкостью для обоих блоков мотора - аналогично по левому борту. Водопровод выполнен из дюралевых труб со стандартными дюритовыми соединениями. Для сохранения тепла зимой, а также для уменьшения температуры в кабине летчика верхняя часть водорадиатора закрыта теплоизолятором из шинельного сукна, а перед водорадиатором расположена теплоизоляционная перегородка из того же материала. Контроль за работой системы осуществляется по термометру воды, расположенному на приборной доске. Воздушная система. Уборка и выпуск шасси, щитков, аварийный выпуск шасси, запуск мотора, управление тормозами, а также перезарядка и спуск стрелково-пушечных установок производятся сжатым воздухом. Запас воздуха содержится в четырех баллонах (основном - емкостью 12 л, дополнительном - 6 л, для аварийного выпуска шасси - 3 л, для установок вооружения - 3 л) под давлением 50 кг/см . Основной и аварийный баллоны расположены между лонжеронами крыла под сиденьем летчика, дополнительный баллон подвешен к ферме фюзеляжа за бронеспинкой, а баллон для установок вооружения находится в развале цилиндров мотора. На Як-1 б вместо основного и дополнительного баллонов установлен один общий баллон емкостью 16 л за бронеспинкой, а аварийный баллон заряжается до давления 32 кг/см . Зарядка воздухом на земле производится через бортовой штуцер, а в полете баллоны пополняются от компрессора АК-50. Излишек давления стравливается через редукционный клапан. Управление зарядкой и расходом воздуха осуществляется кранами зарядки и сети на левом пульте кабины и краном заполнения аварийного баллона под левым пультом. Контроль зарядки и расхода в основной и аварийной магистралях проводится по манометрам, расположенным на левой и правой сторонах приборной доски. На самолетах выпуска завода № 301 имелся также манометр пушечной установки. Управление уборкой и выпуском шасси и щитков производится кранами золотникового типа, установленными на левом пульте кабины (с 29-й серии кран уборки-выпуска шасси перенесен на приборную доску). Аварийный выпуск шасси производится открытием крана под правым пультом. Торможение колес осуществляется рычагом на ручке управления, пропорционально отклонению которого связанный с ним редукционный клапан ПУ-6 изменяет давление в тормозах. Тормоза имеют дифференциал, установленный на педалях. Пневмоперезарядка пушки и пулеметов выполняется с помощью рукояток (вытягиванием на себя) на приборной доске. Запуск мотора осуществляется краном запуска на правом пульте. Питание указателя поворота происходит от трубки Вентури, установленной в правом зализе крыла. Оборудование для высотных полетов состоит из кислородного прибора КПА-3 (КПА-3бис) с баллоном емкостью 4 л, установленного под сиденьем пилота. Сам прибор крепится к ферме фюзеляжа на правом борту кабины и несколько развернут к летчику, а на Як-1б поздних серий его перенесли на левую часть приборной доски. Электрооборудование состоит из аккумулятора 12А-5, генератора ГС-350 и распределительного щитка на левом борту кабины. Светосигнальное оборудование включает: лампы кабинные КЛС-39, сигнальные лампы шасси ОСЛ-39, бортовые аэронавигационные огни АБ-40, хвостовой огонь ХС-39, фару ФС-155 и сигнальный пистолет КПЗ. Предусмотрен подсвет прицела и обогрев трубки Пито. Контроль зарядки аккумулятора с 29-й серии производился по вольтамперметру, расположенному на приборной доске. Из радиооборудования на самолете устанавливались: приемник РСИ-4 "Малютка", передатчик РСИ-3 "Орел" и радиополукомпас РПК-10 "Чаенок". Питание они получали от преобразователей РУН-30 и РУ-11-А. Антенна, двухлучевая с мачтой, снабжена амортизатором для компенсации аэродинамических нагрузок. Часть машин, на которых радиостанции устанавливались в полках, имели безмачтовую антенну. Радио на Як-1 начали устанавливать с 52-й серии. Вначале на каждом десятом самолете, затем пятом, третьем, а с 20 августа 1942 г. на всех выпускаемых самолетах ставился приемник РСИ-4. Он и преобразователь размещались на специальном мостике над водорадиатором, а на самолетах Як-1 б, имевших в этом месте теплоизоляционную перегородку, их устанавливали под фонарем за задним бронестеклом. Передатчик РСИ-3 тоже вначале ставился на каждый десятый самолет, имевший приемник. С 20 августа 1942 г. его стали устанавливать на каждый пятый, а с 1 октября 1942 г. - на каждый четный самолет серии. Передатчик размещался в кабине на кронштейнах справа под приборной доской. Внедрение радиополукомпаса РПК-10 производилось аналогичным порядком, но в связи с мероприятиями по облегчению планировавшаяся с 1 октября 1942 г. установка радиополукомпаса на каждой третьей машине была отменена. До конца выпуска Як-1 его ставили на каждый десятый самолет, а также в случаях спецзаказа для ПВО. Вооружение cостоит из пушки и двух пулеметов. Пушка типа ШВАК калибра 20 мм, установленная на моторе, стреляет через полый вал редуктора и втулку винта. Патронный ящик пушки вмещает 130 снарядов. Стреляные гильзы и звенья ленты выбрасываются под крыло. Два пулемета типа ШКАС калибра 7.62 мм установлены по бортам фюзеляжа над мотором. Для исключения попадания пуль в винт на моторе установлен синхронизатор, связанный со спуском пулеметов. Каждый пулемет имеет свой патронный ящик: правый пулемет - верхний, левый - нижний. Ящики вставляются в направляющие кассеты и крепятся замками с плоскосрезанной осью, смонтированными на их ручках. Общая емкость ящиков - 1500 патронов. Пулеметы и пушка имеют пневматическую и ручную перезарядку. Гашетки управления огнем расположены на ручке управления самолетом и тросовой проводкой в боуденовской оболочке связаны со спуском оружия. На ручке стоит и механический предохранитель от непреднамеренного выстрела. Прицел - ПБП-1А. Стреляные гильзы и звенья пулеметов собираются в два мешка под полом кабины
ТТХ: Год принятия на вооружение - 1942 Размах крыла - 9,74 м Длина - 8,55 м Высота - 3,00 м Площадь крыла - 17,15 кв.м Масса, кг - пустого самолета - 2770 - нормальная взлетная - 3080 Тип двигателя - 1 ПД Климов ВК-105ПФ-3 Мощность - 1360 л.с. Максимальная скорость , км/ч - у земли - 540 - на высоте - 602 Практическая дальность - 1410 км Максимальная скороподъемность - 1020 м/мин Практический потолок - 10600 м Экипаж - 1 чел
Фюзеляж состоял из сварной стальной фермы, окруженной каркасом из дюралевых стрингеров и дужек-шнангоутов. Обшивка фюзеляжа дюралевая, причем перед кабиной она состояла из шести легкосъемных крышек-люков, которые обеспечивали доступ к двигателю. Кабина имела довольно богатое оборудование: в ней находились указатели таких приборов как радиополукомпас РПКО-10М, а так же ответчика «свой-чужой» типа СЧ-3. Впереди на козырьке фонаря, и за головой пилота - бронестекла. За спинкой сиденья была установлена бронеплита. В фюзеляже перед кабиной был установлен небольшой бачок со спиртом, которым обрызгивались передние стекла в случае обледенения.
КРЫЛО. Цельнометаллическое. Дюралевыми были два лонжерона, восемь нервюр и обшивка. Элероны и тормозные щитки так же имели дюралевую обшивку. Элероны управлялись посредством тяг, а тормозные щитки выпускались с помощью пневмосистемы. В крыльях находилось четыре топливных бака общей емкостью 680 л. Снизу они закрывались четырьмя крышками. Баки были выложены специальным составом, затягивающим пробоины. Необходимо добавить, что невозможность демонтирования крыла в полевых условиях создавало большие трудности для механиков. Некоторые поврежденные машина приходилось оставлять на месте из-за проблем с их эвакуацией.
ОПЕРЕНИЕ. Смешанной конструкции - лонжероны, нервюры и обшивка были металлическими, однако обшивка рулей из полотна и фанеры. Руль направления отклонялся вправо и влево на 260, а рули высоты на 300 вверх и 200 вниз. Рули управлялись посредством тяг.
ШАССИ. Основное - убирающееся и выпускающееся при помощи пневматической системы. В случае ее поломки шасси можно было выпустить вручную при помощи рукоятки находящейся в кабине. Размеры основных колес 650x200 мм. Хвостовое колесо имело размеры 300x120 мм. Им можно было управлять при рулежке на земле.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. Двигатель - ВК-107А мощностью 1650 кВт, 12 цилиндровый жидкостного охлаждения (бак охлаждающей жидкости вмещал 40 литров). Он был оборудован двухступенчатым нагнетателем, воздухозаборник которого находился в корневых частях крыльев. Винт - трехлопастной типа ВИШ-105СВ, диаметром 3 метра.
ВООРУЖЕНИЕ. Пушка ШВАК калибра 20 мм с запасом снарядов 100 штук. Пушка устанавливалась между блоками цилиндров. Над двигателем находилось два пулемета УБС, с запасом 250 патроном на ствол. Як-9П не имел бомбового и ракетного вооружения.
Як-9 - это третий по счету после Як-1 и Як-7 основной тип истребителя семейства "Як" периода Великой Отечественной войны. С конструктивной точки зрения он представлял собой дальнейшее развитие Як-7. Мало отличаясь от него по внешнему виду, Як-9 в то же время был во всех отношениях более совершенным. Это естественно, поскольку при создании этого самолета был учтен почти двухгодичный опыт производства и боевого применения Як-7 и имелась возможность более широкого применения дюралюминия, в котором страна испытывала уже не такие большие затруднения, как в начале войны. Использование металла позволило, в частности, существенно уменьшить массу конструкции, а выигрыш использовать либо для увеличения запаса горючего, либо для оснащения самолета более мощным вооружением и более разнообразным спецоборудованием. Як-9 был самым массовым истребителем советских ВВС периода Великой Отечественной войны. В середине 1944 г. самолетов Як-9, Як-9Т и Як-9Д в сумме было больше всех других находившихся на вооружении истребителей вместе взятых и они в большой мере заменили Як-1 и Як-7Б на основных фронтах. Выпуск Як-9 на заводе N153 достигал 20 самолетов в день. Як-9 выпускался на трех крупных заводах (NN 153, 166, 82), принимал участие во всех операциях Советской Армии, начиная со Сталинградской битвы. Это один из последних и один из лучших винтомоторных истребителей второй мировой войны. Все его модификации обладали отличными летно-тактическими характеристиками, не имели значительных конструктивных или эксплуатационных дефектов, приводящих к авариям. Главной особенностью Як-9 являлась его способность модифицироваться в самые разнообразные по назначению и по боевому применению типы самолетов, включая фронтовой истребитель с обычным и тяжелым вооружением, истребитель дальнего сопровождения, истребитель-бомбардировщик, истребитель-фоторазведчик, высотный истребитель-перехватчик, двухместный невооруженный пассажирский самолет специального назначения, двухместный учебно-тренировочный и вывозной истребитель. Як-9 имел 22 основных модификации, из которых 15 строились серийно. На Як-9 устанавливались пять различных новых и модифицированных типов двигателей, шесть вариантов числа и объема бензобаков, семь вариантов вооружения и два варианта спецоборудования. Кроме того, у Як-9 было две существенно отличавшихся разновидности крыла: смешанной и цельнометаллической конструкций. Все модификации Як-9, кроме исходной конструкции, имели специальные индексы. Як-9 серийно выпускался шесть лет - с октября 1942 г. по декабрь 1948 г. Всего построено 16769 самолетов.
"Предают тех,кто доверяет!" (с)
"...разорву провода, сплюну все города и забуду обратно дорогу!" (с)
Зенитная ракетная система большой и средней дальности С-400 «Триумф» РС С-400 "Триумф" (по классификации НАТО - SA-21) - система нового поколения, пришедшая на смену широко известным системам семейства С-300П и С-200. В ближайшие годы "четырехсотка" станет основой системы обороны воздушных рубежей страны. Предназначена для поражения всех типов воздушных целей (самолетов, беспилотных летательных аппаратов, крылатых ракет и др.) на дальности до 400 км и высоте до 30 км.
По сравнению с предыдущим поколением ЗРС С-400 "Триумф" обладает значительно большими тактико-техническими возможностямиобеспечивая более чем двухкратный рост эффективности. "Триумф" - единственная система, которая может выборочно работать с использованием более 4 типов ракет обладающих различной стартовой массой и дальностью пуска, создавая эшелонированную оборону.
Высокая степень автоматизации всех этапов боевой работы, современная элементная база позволили значительно сократить обслуживающий персонал. Принципы построения и разветвленная система связи средств "четырехсотки" позволяют интегрировать ее в различные уровни управления не только ВВС, но и других видов Вооруженных Сил.
ЗРС С-400 "Триумф" принята на вооружение 28 апреля 2007 года. Первый дивизион заступил на боевое дежурство 6 августа 2007 года. В период до 2015 года планируется поставка в войска более 20 дивизионов ЗРС С-400 "Триумф". Министерство обороны РФ разрабатываем необходимые нормативные документа для использования "четырехсотки" для обеспечения безопасности во время проведения зимних Олимпийских игр в Сочи в 2014 году.
Система обладает существенным экспортным потенциалом. Системой уже заинтересовались вооруженные силы Китая, ведутся переговоры с Арабскими Эмиратами. По заявлению генерального директора НПО «Алмаз» изготовление на экспорт планируется начать в 2009 после двух лет доведения комплекса с учетом замечаний от российских военных.
ttx: а сегодняшний день ЗРС С-400 "Триумф" обладает более чем двухкратным превосходством по эффективности применения по сравнению с системами предыдущего поколения.
Командный пункт системы «Триумф» может обеспечить интегрирование ЗРС в структуру управления любой системы ПВО. Каждый ЗРК обеспечивает обстрел до 10 целей с наведением на них до 20 ракет.
Средста ЗРС С-400 "Триумф" предоставляют возможность организации эшелонированной обороны объектов от массированного нападения с воздуха. Обеспечивается поражение воздушных целей на скорости до 4800 м/с при дальности до 400 км и высоте до 30 км. При этом минимальная дальность поражения составляет 2 км при минимальной высоте 100 метров.
Время полного развертывания из походного состояния и преведения средств системы в боевую готовность составляет 5-10 минут.
Автоматизированны все процессы боевой работы - обнаружение; трассовое сопровождение; распределение целей между ЗРК; их захват, сопровождение и опознавание; выбор типа ракет; подготовка их к пуску; пуск, захват и наведение ракет на цели; оценка результатов стрельбы.
Примененные принципы построения и разветвленная система связи средств ЗРС С-400 "Триумф" позволяют интегрировать ее в различные уровни управления не только ВВС, но и других видов Вооруженных Сил.
Новыми важными характеристиками являются:
* информационное сопряжение с большим количеством существующих и разрабатываемых источников информации наземного, воздушного и космического базирования * использование базово-модульного принципа построения, позволяющего удовлетворять специфическим требованиям, предъявляемым к системам при их применении в ВВС, ВМФ и Сухопутных войсках * возможность интегрирования в существующие и перспективные системы управления группировками ПВО не только ВВС, но и войсковой ПВО, сил и средств ПВО ВМФ
ЗЕНИТНАЯ РАКЕТНАЯ СИСТЕМА С-500 Пульт управления О ЗРС «Триумф» в СМИ сказано так: «В Главном штабе ВВС считают, что ее боевые возможности не будут исчерпаны в ХХ веке. В Центральном конструкторском бюро «Алмаз-Антей» смотрят лет на 30 вперед. Какой будет С-500? Новая ЗРС станет видеть вражеские цели километров на 150–200 дальше, чем С-400, за счет принципиально новых радаров (локаторов повышенной мощности). По некоторым «просочившимся» данным, у С-500 будет принципиально новая компоновка «стволов» – к четырем традиционным добавятся еще два. Электронная аппаратура «Триумфа» будет способна в считанные секунды «рассортировать» цели по важности и определить, какую из них – стратегический бомбардировщик, истребитель, «крылатую» или другую ракету – надо прежде всего уничтожить. Вместо 6 (как С-400) он сможет поражать 10 целей почти одновременно. Высота поражения – от 50 метров до 30 километров. Дальность поражения цели – более 300 км». Зенитный ракетный комплекс С-400 "Триумф" предназначен для замены ЗРК семейств С-300 и С-200 и обладает повышенной эффективностью при борьбе с новыми типами целей - летательными апаратами, выполнеными с использованием технологии "Stealth" малоразмерными крылатыми ракетами, а также баллистическими ракетами, радиус действия которых не превышает 3500 км, а скорость полёта не превышает 4,8 км/с.
