Чем заправляют миг 29
Чем заправляют миг 29
«Война в воздухе» №128. 2005 г. Периодическое научно-популярное издание для членов военно-исторических клубов. Редактор-составитель Иванов С. В. При участии ООО «АРС». Лицензия ЛB №35 от 29.08.97 © Иванов С. В., 2004 г. Издание не содержит пропаганды и рекламы. Отпечатано в типографии «Нота» г. Белорецк, ул. Советская, 14 Тираж: 300 экз.
МиГ-29 ВВС Ирака прикрывает с воздуха иракские сухопутные войска во время вторжения в Кувейт 2 августа 1990 г. О воздушных боях между самолетами BBC Кувейта и ВВС Ирака ничего не известно.
Истребитель МиГ-29 (изделие 9-12) в полете над горами Канады. Самолет направляется на международное авиашоу в Абботсдорфе, Ванкувер, Британская Колумбия, Канада. Самолеты МиГ-29 и МиГ-29УБ выполнили четырехчасовой перелет с авиабазы ВВС США Элмендорф на Аляске в Аббосдорф.
Дебют самолета МиГ-29 в средствах массовой информации Запада состоялся в 1986 г. С тех пор МиГ-29 наряду с Су-27 считается на Западе визитной карточкой сначала СССР, а теперь российского авиапрома. К удивлению экспертов НАТО новый советский истребитель не только не уступал западным, но даже кое в чем их существенно превосходил.
Техническое задание на перспективный истребитель воздушно боя было выдано в конце 60-х годов. Точнее – на два истребителя. В СССР, как и в США, приняли концепцию истребительного парка из самолетов двух типов: сложного и дорогого дальнего истребителя в сочетании с менее дорогим и более легким фронтовым истребителем. Тяжелый истребитель делали суховцы, как известно из проекта Т-10 родился Су-27. На Западе его посчитали эквивалентом F-15. Где-то оно так есть, но только как показали учебные воздушные бои, в маневренной схватке у западного эквивалента супротив советского аналога шансов нет. Некоторое преимущество F- 15 имеет перед Су-27 только в случае выполнения ракетной атаки с большой дистанции, но даже здесь самолеты скорее равноценны.
Фронтовым истребителем уже традиционно занималось ОКБ Микояна. Со времен появление в небе Корее истребителей МиГ-15 аббревиатура «МиГ» стала для западного обывателя синонимом словосочетания «советский истребитель». Система обозначений советской авиационной техники, и не только авиационной, была весьма сложной и запутанной. Всем известные обозначения вроде МиГ-15, МиГ-29 использовались главным образом в открытой печати или в документах ВВС. Промышленность имела собственную систему обозначений, по которой например МиГ-25 проходил как «изделие 84», фирма – свою, буквенно-цифровую.
Проектирование МиГ-29 и Су-27 велось параллельно при содействии аэродинамиков ЦАГИ. На Западе принято считать, что и суховцы и микояновцы ориентировались на американские F-15 и F-16. Сравнивали – да, но ориентировались в смысле списывали? Действительно и МиГ-29, и Су-27 очень похожи на F-15, только вот сам F-15 «срисован» с МиГ-25. Кроме того, МиГ-29 и Су-27 выполнены но так называемой интегральной компоновочной схеме, когда фюзеляж создает подъемную силу наравне с крылом. Причем такая компоновочная схема является ноу-хау советских конструкторов, а за ее авторство суховцы и микояновцы только что не судились – это к вопросу о тесном взаимодействии специалистов в деле проектирования перспективных истребителей двух известных советских авиастроительных фирм.
Модель оригинального проекта тяжелого истребителя, советского ответа на американский F-15. Как видно на снимке, истребитель предполагалось вооружить ракетами Р-25 – копией американских ракет AIM-7 «Спэрроу». Несомненно, в данном проекте прослеживается сильное влияние самолета МиГ-25, но есть и конструкторские новинки – наплывы в корнях крыла и расположенные на балках кили.
Также на Западе весьма преувеличивается роль ЦАГИ вообще в деле проектирования «железных» самолетов. ЦАГИ больше занимается наукой, участие института в проектировании в основном сводится к продувкам моделей и натурных самолетов в аэродинамических трубах и выдаче рекомендаций, направленных на совершенствование аэродинамики, устойчивости и управляемости летательных аппаратов. Компоновкой ЦАГИ не занимается. В отдельных западных изданиях, однако, утверждается, что МиГ-29 и Су-27 чуть ли не полностью были спроектированы в ЦАГИ.
Еще один западный миф связан с переоценкой опыта, полученного советскими специалистами при изучении захваченных во Вьетнаме американских самолетов F-5, А-37 и С-130 и купленных у Ирана F-4 и F-14 с ракетами AIM-54. Да эти самолеты не только изучались на земле, но и проходили в Ахтубинске сравнительные летные испытания. Кое-что из находок американских конструкторов перекочевало на советские самолеты, но только «кое что». Точно так же можно утверждать, что американцы при проектировании F-15 и F-16 опирались на опыт изучения «трофейных» МиГ-21, а МиГ-23 лежал в основе проектирования F-22. Бред, конечно. Изучали, оценивали, сравнивали, «кое что» учитывали, но конструкторы никогда не «списывали» все изделие.
Чехи изучили полученный из Вьетнама F-5 и внесли на основе опыта его изучения изменения в конструкцию своего учебнотренировочного самолета L-39. Поляки изучали F-5 и А-37, также доставленные из Вьетнама, после чего спроектировали собственный учебно-тренировочный самолет I- 22. другой вопрос, что 1-22 ни сном, ни духом не похож ни на F-5, ни на А-37. тут стоит говорить скорее о «следе» европейского «Альфа Джета». Тем не менее, «F-5 оказал большое влияние на 1-22».
Проектирование Су-27 началось в 1969 г. на три года раньше начала работ МиГа но фронтовому истребителю. Однако оба прототипа поднялись в небо в один год – в 1977 г. Т-10 (будущий Су-27) выполнил первый полет 20 мая под управлением шеф-пилота фирмы Су летчика-испытателя B.C. Ильюшина. Будущий МитГ-29 впервые поднял в небо старший летчик-испытатель фирмы МиГ А.В. Федотов в октябре того же года. МиГ-29 стал первым истребителем, спроектированном после смерти в 1970 г. А.И. Микояна. На посту Генерального конструктора фирмы А.И. Микояна сменил Р.А. Беляков. Проектно-конструкторские работы начались в 1972 г. Параллельно фирма создавала новые модификации МиГ-21 и занималась доводкой истребителя МиГ-23.
Макет самолета МиГ-29. Под крылом подвешены макеты ракет Р-23 и Р-73, внизу лежат макеты ракет Р-14, очень похожие на ракеты «Сайдуиндер».
Прототип «9-01» в Монино. На прототипе были установлены подфюзеляжные кили и носовая опора шасси от истребителя МиГ-23.
Самым «узким» местом при разработке нового фронтового истребителя стали двигатели РД-33, доставившие немало проблем в ходе летных испытаний и первых лет эксплуатации истребителей в войсках. Силовая установка для МиГ-29 проектировалась в КБ Изотова, известным своими двигателями для вертолетов Ми-8 и Ми-24. Впервые на советский истребитель были установлены двухконтурные ТРДФ. в конструкции которых использовались совершенно новые материалы. Технологически такие движки в производстве гораздо сложнее обычных ТРД.
Под руководством главного конструктора Р.А. Белякова прорабатывалось несколько конфигураций ЛПФИ (легкий перспективный фронтовой истребитель), но все проекты предполагали разработку двухдвигательного самолета. Один из проектов очень сильно напоминал самолет МиГ-25, в частности на нем предполагалось реализовать большие боковые воздухозаборники совкового типа с прямоугольным сечением.
Топливная система (рис. 57) является системой закрытого типа и включает:
— систему подачи топлива к насосам двигателей;
— систему перекачки топлива в расходный бак;
— систему наддува и дренажа баков;
— систему управления порядком выработки топлива.
Топливо на самолете размешается в пяти баках отсеках корпуса (баки № 1, 2, 3 и два бака № ЗА) и двух баках отсеках крыла (левый и правый). Предусмотрена установка одного подвесного бака под корпусом (ПФБ) и двух под крылом (ПКБ), которые могут быть сброшены в полете.
Заправка баков топливом производится, централизовано через бортовой штуцер. Управление заправкой и её контроль осуществляется с помощью пульта, входящего в комплект топливомерно-расходомерной системы и установленного в отсеке левой опоры шасси. Возможна открытая заправка баков через свои заправочные горловины.
Подача топлива к турбостартеру осуществляется электроцентробежным насосом, а к двигателям электроцентробежным и гидротурбонасосами бака № 2. Особенности размещения этих насосов, наличие топливного аккумулятора позволяет обеспечивать бесперебойную подачу топлива к насосам двигателей при действии положительных, отрицательных и нулевых перегрузок.
Перекачка топлива в расходный бак производится струйными и гидротурбонасосами соответствующих баков. Из ПТБ топливо вытесняется воздухом. Слив топлива из баков осуществляется через общий сливной узел непосредственно в топливозаправщик. Остаток топлива может быть слит через сливные пробки.
Контроль за работой топливной системы осуществляется с помощью топливомерно-расходомерной системы.
Топливные баки.
Топливные баки служат для размещения необходимого количества топлива на борту самолета.
Подвесные баки предназначены для увеличения запаса топлива на самолете и, следовательно, увеличения дальности и продолжительности полета.
Подвесной бак под корпусом (рис. 56) неразъемный, емкостью 1400л.
Заправка бака топливом производится закрытым способом через штуцер 1, установленный в отсеке топливной аппаратуры под съемным обтекателем. Топливо поступает в передний отсек, затем по патрубку 12 переливается в задний. На окончание заправки реагирует датчик 8, который замыкает цепь питания лампы табло «Заправка окончена» на пульте управления заправкой. Он же посылает электросигнал к агрегату централизованной заправки 5, отсекающему подачу топлива в бак.
При выработке топливо вытесняется воздухом из заднего отсека в передний и затем в бак № 1. Контроль величины наддува бака воздухом после его подвески может быть проведен с использованием штуцера 18, расположенного на трубопроводе системы наддува.
Слив топлива из бака осуществляется через кран 2, к которому подсоединяется шланг топливозаправщика. Остаток топлива может быть удален через сливные пробки 13 и 14.
Автомат одновременного сброса (рис. 61) подвесных крыльевых баков замыкает микровыключателем 3 цепь сброса второго бака в случае сброса одного из них.
Система заправки баков топливом.
Заправка внутренних баков топливом производится двумя способами: централизованно через бортовой штуцер (основной способ) и раздельно через заливные горловины баков № 1 и 3.
Заправка подвесного бака под корпусом производится автономно закрытым способом как одновременно с заправкой внутренних баков (через второй шланг топливозаправщика), так и отдельно, до или после заправки внутренних баков. Подвесные крыльевые баки могут быть заправлены только открытым способом через свои заливные горловины.
Система централизованной заправки топливом включает следующие агрегаты: бортовой штуцер 77 (рис. 57), агрегаты централизованной заправки 80 и 84, клапан управления 85, датчики сигнализаторы уровня 2, 58, 73, 74, 97 и 108, струйный датчик уровня 4, управляемые обратные клапаны 65, узлы заправки и выработки баков № 3А (47).
Бортовой штуцер (рис. 62) заправки топливом
предназначен для присоединения шланга топливозаправщика при централизованной заправке внутренних баков. Штуцер состоит из корпуса 3, клапана 4 со штоком 1, пружины 2. Нормально клапан закрыт. При подсоединении шланга топливозаправщика клапан отжимается наконечником шланга, открывая доступ топлива к агрегатам заправки.
Агрегат централизованной заправки (рис. 63) обеспечивает поступление топлива в баки при отсутствии напряжения на электромагните. Агрегат состоит из корпуса 1 с отверстиями, плунжера 3 с отверстием 9, пружин 2 и 6, клапана 5, толкателя 7, электромагнита 8. Топливо, подведенное к агрегату, отжимает плунжер и через окна в корпусе сливается в бак. Часть топлива, попавшая под плунжер через калиброванное отверстие 9, сливается в бак через отверстие 4 и клапан управления (для агрегатов централизованной заправки внутренних баков). Если на электромагнит подать напряжение, то клапан прекратит слив топлива из-под плунжера, давление топлива над плунжером и под ним уравняется. За счет большей площади плунжера со стороны пружины и усилия от самой пружины плунжер перекроет поступление топлива в бак. Открытие клапана после обесточивания возможно только при отсутствии давления в магистрали заправки. Бортовой штуцер и агрегаты заправки установлены на боковой панели бака № 3 в отсеке левой опоры шасси.
(рис. 64) состоит из корпуса 2, штуцеров 9 и 10, клапана 7, плунжера 4 со штоком 5, пружин 3 и 6. Активное топливо проходит через штуцеры 1 и 10 к исполнительным агрегатам только тогда, когда давлением командного топлива, поступающего через штуцер 9, с помощью плунжера 4 через толкатель 5 откроется клапан 7.
Двухпозиционный датчик уровня (рис. 65) струйный. Корпус 1 и головки 2 и 5 соединены между собой и образуют единый узел. К головкам подводится активное топливо через штуцер 6, а через штуцеры 7 и 8 под определенным давлением отводится к исполнительным агрегатам. Головка датчика состоит из форсунки 3 и приемника 4 (диаметр отверстия в каждом равен 1 мм). В процессе работы, пока пространство между форсункой и приемником находится в топливе, давление на входе в приемник будет меньше рабочего (0,16 МПа). По мере выработки топлива из бака, когда его уровень снизится до приемника, давление командного топлива в приемнике достигнет рабочего значения и исполнительный агрегат вступит в работу.
Управляемый обратный клапан
(рис. 66) предназначен для заправки крыльевого бака топливом. Он состоит из корпуса 2 с упором 1, поршня 3 со штоком 6 и пружиной 5. рычага 8, клапана 9, штуцера 7 подвода командного топлива. Нормально клапан открыт усилием пружины 5, и топливо при заправке попадает из бака № 3 в крыльевой бак. При наличии давления командного топлива (работает насос ДЦН-80 (49)) клапан закрывается, обеспечивая выработку крыльевого бака.
Узел заправки и выработки бака № ЗА (рис. 67) установлен на трубопроводе выработки топлива внутри этого бака. Состоит из корпуса 1 со стопорным кольцом 3 и шайбы 2, которая при заправке смещается к стопору. Топливо сливается в бак через кольцевой зазор. При выработке топлива шайба прижимается к корпусу, закрывая кольцевой зазор. Выработка топлива возможна только при включенном струйном насосе 58.
Заправка внутренних баков производится следующим образом.
При включении насоса топливозаправщика давлением командного топлива через струйный датчик 4 (рис. 57) клапан управления 85 обеспечит слив командного топлива из-под плунжеров агрегатов заправки 80 и 84, что необходимо для открытия клапанов этих агрегатов. Из агрегата заправки 80 топливо сливается по трубопроводу в бак № 2, а затем через клапаны перепуска 8 в бак № 1. Из агрегата заправки 84 топливо поступает в бак № 3, затем в баки № 3А через узлы заправки и выработки 47 и в крыльевые баки через управляемые обратные клапаны 65.
Заправка подвесного бака под корпусом производится автономно через приемный штуцер 104 и агрегат заправки 102.
Предусмотрены следующие варианты заправки самолета топливом:
— заправляются внутренние баки и три подвесных бака;
— заправляются внутренние баки и подвесные крыльевые баки;
— заправляются внутренние баки и подвесной бак под корпусом (заправка по объединенному пульту контроля и управления заправкой ПКУЗО — 130%);
— заправляются внутренние баки (заправка 100%);
— заправляются полностью бак № 2 и частично баки № 1 и 3 (заправка 50%).
Прекращение заправки может производиться двумя способами:
электрическим (основной) и гидравлическим (аварийный). Электрический сигнал на закрытие клапанов агрегатов заправки подают датчики-сигнализаторы уровня. Так, агрегаты заправки закрываются:
— при 100%- ной заправке агрегат 84 по сигналу датчика-сигнализатора 74 (поз.II) и агрегат 80 по сигналу датчика-сигнализатора 2;
— при 50%-ной заправке агрегат 84 по сигналу датчика-сигнализатора 74 (поз.II) и агрегат 80 по сигналу датчика-сигнализатора 108 (поз.II);
— при заправке подвесного бака под корпусом агрегат 103 по сигналу датчика-сигнализатора 97 (поз. 1).
При отказе электрического способа прекращение заправки произойдет гидравлическим способом. Так, при заполнении бака № 2 струйный датчик 4 прекратит подачу командного топлива к клапану управления 85, который, в свою очередь, закроет магистраль слива активного топлива из-под плунжеров агрегатов заправки 80 и 84. подача топлива прекратится. В случае отказа электроавтоматики управления заправкой подвесного бака под корпусом, когда давление топлива в баке достигнет 0,15 МПа, сработает предохранительный клапан 96 бака, и топливо польется на землю.
Управление заправкой осуществляется ПКУЗО.
Табло «Заправка окончена» на ПКУЗО загорается:
— при 130%-ной заправке по наличию сигналов от датчиков 2, 58, и 97 (поз. 1);
— при 50%-ной заправке по наличию сигналов от датчиков 108 (поз. II) и 74 (поз. II);
— при заправке подвесного бака под корпусом по наличию сигнала от датчика 97 (поз. 1).
При необходимости заправку можно прекратить нажатием кнопки «Прекр. заправ.» на ПКУЗО. При этом электросигнал поступит на элекромагниты обоих агрегатов заправки, их клапаны закроются, и заправка прекратится.
Техническое описание самолета МиГ-29 («изделие 9-12А»)
Техническое описание самолета МиГ-29 («изделие 9-12А»)
Конструктивно самолет представляет собой моноплан интегральной компоновочной схемы со стреловидным крылом, имеющим развитые корневые наплывы с тупой кромкой и двухкилевым вертикальным оперением. Несущий фюзеляж создает порядка 40% подъемной силы. Двигатели РД-33 установлены в разнесенных гондолах, расположенных в хвостовой части фюзеляжа. Конструкция самолета выполнена, главным образом, из алюминия, в меньшей степени – из титана, стали, композитных материалов на основе карбона и сотовых заполнителей.
Фюзеляж – полумонококовой конструкции. Силовой набор включает десять главных лонжеронов, вспомогательные лонжероны, стрингеры и шпангоуты. Фюзеляж делится на четыре основных секции: переднюю, от приемника воздушного давления до шпангоута №4; центральную – от шпангоута №4 до шпангоута №7; двигательную – между шпангоутами №7 и №8 и хвостовую – от шпангоута №8.
Приемник воздушного давления укреплен на радиопрозрачном коническом обтекателе (изготовлен из стеклоткани) РЛС Н- 091ЭА. На штанге ПВД установлены пластины-дестабилизаторы воздушного потока. Дестабилизаторы служат для формирования вихрей. Блоки РЛС находятся в отсеке, расположенном в фюзеляже непосредственно за антенной. Перед козырьком фонаря кабины на верхней поверхности фюзеляжа размещены датчики системы КОЛС – лазерный дальномер и головка инфракрасной локационной системы. В нижней части передней секции фюзеляжа расположены антенны ответчика системы госопознавания СРО-15ЛМ (Л-006) и радиовысотомера А- 037. По бортам носовой части фюзеляжа установлено по одному датчику углов атаки. Герметизированная кабина летчика находится между шпангоутами №1 и №2. К шпангоуту №2 крепятся направляющие катапультируемого кресла К-36ДМ. Положения кресла К-36ДМ регулируется по высоте в пределах 135мм. Кабина закрыта прозрачным фонарем. Фонарь состоит из двух сегментов – неподвижного козырька и открываемого вверх назад подвижного сегмента. Переплет фонаря выполнен из сплава на основе магния. Остекление всего фонаря выполнено трехслойным, между слоями остекления козырька уложены провода электрической противообледенительной системы. Герметизация щелей между фонарем в закрытом положении и кабиной осуществляется путем подачи воздуха в резиновый шланг. Подвижный сегмент фонаря имеет три фиксированных положения: закрытой, полностью открытое, частично открытое. Открытие/закрытие фонаря в нормальном режиме работы производится с помощью пневматики. Подвижный сегмент фонаря в аварийном режиме сбрасывается автоматически при срабатывании пиропатронов катапультируемого кресла или вручную летчиком (рукоятка аварийного сброса находится по правому борту кабины). Гидропривод уборки/выпуска передней опоры шасси и сама опора крепятся к нижней части лонжерона №2.
Пушка ГШ-301 калибра 30 мм и снарядный ящик размещены в левом корневом наплыве крыла. В правом наплыве находится оборудования системы воздушного кондиционирования. Обшивка левого наплыва в районе места установки пушки выполнена из жаропрочной стали. В передней части наплывов имеются радиопрозрачные обтекатели ответчиков системы госопознавания СРО-15ЛМ.
На верхних поверхностях корневых наплывов имеются щели воздухозаборников «взлетно-посадочного» режимов. Воздухозаборники – совкового типа, регулируемые, расположены в передней части гондол двигателей. Воздухозаборники оптимизированы для полета на высоких околозвуковых и трансзвуковых скоростях, формируют четыре скачка уплотнения. На верхней поверхности корневых наплывов крыла имеются по три перепускных щели (находятся сразу за вспомогательными верхними воздухозаборниками). Верхние воздухозаборники имеют по пять отверстий-щелей, которые открываются на режимах запуска двигателей, рулежки, взлета и посадки. Когда открыты вспомогательные воздухозаборники, основные – закрываются специальными заслонками, предупреждающими засасывание посторонних предметов в турбины. Основные воздухозаборники открываются после разгона самолета на взлете до скорости 200км/ч и закрываются при снижении скорости на посадке до 200км/ч. Основные воздухозаборники также открываются при установке РУДов на «Стоп». Изменение сечения воздухозаборников производится гидравлическими устройствами управления АРВ-29Д. Воздухозаборники имеют три режима, которые автоматически устанавливаются в зависимости от числа М, высоты полета и скорости истечения газов двигателей. В случае отказа системы управления воздухозаборниками их регулировка осуществляется вручную.
В отсеке бортового оборудования сразу за кабиной летчика установлен автоматический радиокомпас АРК-19, антенна радиокомпаса закрыта радиопрозрачным обтекателем, расположенным в верхней части фюзеляжа. Ниша носовой опоры шасси находится в нижней части фюзеляжа между шпангоутами №2 и №3.
Центральную секцию фюзеляжа занимают главные топливные баки. Бак №1 размещен между шпангоутами №4 и №5, бак №2 – между шпангоутами №5 и №6, бак №3 – между шпангоутами №6 и №7. Бак №2 воспринимает часть нагрузки, действующей на планер самолета. Бак №3 интегрирован в силовую конструкцию, изготовленную из титана, к которой крепятся плоскости крыла, рамы двигателей и основные опоры шасси. Основные опоры шасси убираются в ниши, расположенные в гондолах двигателей. Двигатели крепятся к шпангоуту №7. Два топливных бака №3А находятся между шпангоутами №7 и №7Ж.
Двигатели установлены под углом 4 град, к продольной оси самолета с разворотом в вертикальной плоскости. Между двигателями расположены коробки агрегатов, оборудование маслосистемы, электрогенераторы, турбостартер. На верхней части фюзеляжа находятся воздухозаборники системы охлаждения генераторов.
К хвостовой секции фюзеляжа крепятся собственно хвостовой оперение, форсажные камеры двигателей, аэродинамические тормоза и контейнер тормозного парашюта. Последний шпангоут планера имеет порядковый номер «9».
Проход на малой высоте над аэродромом Минск-Мазовецкий пары МиГ-29 ВВС Польши. Из-за высокой инфляции стоимость одного МиГ-29 из «польской» партии в процессе поставки была скорректирована. В 1989 г. цена истребителя составляла 19,1 млн. злотых, к началу 1990 г. цена выросла уже до 39,6 млн. злотых (1 злотый тогда равнялся 9,350 долл. США, то есть Польша получила самолеты только что не даром и после этого Россия еще осталась должна Польше!).
Дифференциально управляемый стабилизатор состоит из двух половин, которые крепятся к фюзеляжу на полуосях. Силовой набор половин стабилизатора состоит из главного лонжерона, переднего лонжерона и 16 нервюр, пространство за главным лонжероном заполнено сотовым наполнителем. Подшипник полуоси стабилизатора крепится к шпангоуту №9 фюзеляжа, гидропривод
Самолет МиГ-29 имеет два киля с рулями направления, кили наклонены наружу под углом 6 град, к вертикали. Силовой набор киля состоит из двух главных лонжеронов, заднего вспомогательного лонжерона, переднего лонжерона и девяти нервюр, задняя часть киля выполнена из композиционного материала на основе карбона. Киль крепится к главному лонжерону фюзеляжа. Руль направления навешивается на задний вспомогательный лонжерон киля в трех точках. Конструктивно руль представляет собой передний лонжерон и заполненную сотовым наполнителем заднюю секцию. В верхней части киля смонтированы антенны систем Р- 862М, БРЛ, СО-69, РСБН и СРО, некоторые из низ закрыты радиопрозрачными панелями из диэлектрического материала. Перед килями имеются узкие наплывы- форкили, в который находятся автоматы отстрела ИК ловушек. Привод рулей направления – гидравлический, гидропривода находятся ближе к корням килей.
Две плоскости крыла крепятся к фюзеляжу в пяти точках. Силовой набор плоскости включает три главных лонжерона, двух вспомогательных передних лонжеронов, одного вспомогательного заднего лонжерона, стрингеров и 16 нервюр, задняя часть крыла изготовлена из композитного материала на основе карбона.
Подкрыльевые пилоны крепятся к главным лонжеронам. Центральную часть плоскости занимает интегральный топливный бак. Трехсекционный предкрылок навешивается на передний вспомогательный лонжерон. Отклонение предкрылка осуществляется шестью гидроприводами, (один – для отклонения внутренней секции, два – для средней и три – для внешней). Посадочные щитки и элероны навешены на задний вспомогательный лонжерон, отклоняются с помощью гидравлики. В контуре управления элероном имеется необратимый бустер РП-280.
Полностью убираемое шасси рассчитано на эксплуатацию самолета с бетонных взлетно-посадочных полос.
На самолете имеется основная гидросистема и гидросистема, обеспечивающая работу бустеров. От основной гидросистемы работают вторые камеры гидроприводов рулей направления, дифференциально управляемого стабилизатора и элеронов, а также изменяется положение клиньев регулируемых воздухозаборников, управляется передняя опора шасси, убираются/выпускаются опоры шасси и посадочные щитки, предкрылки, воздушные тормоза. От второй гидросистемы запитаны первые камеры гидроприводов поверхностей управления. Работу обоих гидросистем обеспечивают насосы, отбор мощности, необходимой для работы насосов осуществляется от двигателей самолета. Имеется двухкамерный гидравлический резервуар и два гидравлических аккумулятора. В случае отказа основных работу системы обеспечивает аварийный насос. Давление в гидросистемах составляет 19-22МПа.
На самолете установлены основная и аварийная пневмосистемы, а также пневмосистема наддува отсека бортового оборудования и вентиляции кабины.
От основной пневмоститемы работают тормоза колес шасси, привод подвижной части фонаря кабины летчика, вентили топливной системы и тормозной парашют ПТК-29. Аварийная система обеспечивает выпуск шасси и работу тормозов колес. Баллон со сжатым воздухом закреплен на левой стенке ниши, в которую убирается носовая опора шасси. Давление воздуха в баллоне составляет 15Мпа, в основной пневмосистеме – 6,3Мпа.
Система воздушного кондиционирования
Система воздушного кондиционирования оптимизирует температуру и давление воздуха в кабине летчика, а также обеспечивает охлаждение отсеков с электронным оборудованием. Горячий воздух отбирается от двигателей, его давление регулируется двумя редукторами, затем поток охлаждается в радиаторах, установленных в передних частях каналов воздухозаборников двигателей. Воздух с заданными давлением и температурой подается в кабину через вентиль, часть воздуха подводится к противоперегрузочному костюму летчика. Температура в кабине поддерживается в пределах от +15 до +25град.С. На высотах полета до 2000м давление в кабине соответствует забортному, затем постепенно повышается, на высоте 12000м давление в кабине составляет 31кПа. Выше 12000м – поддерживается постоянным.
На самолете имеются основная и резервная кислородные системы. От основной системы обеспечивается подача кислорода летчику и запуск двигателей. Она включает три 4-литровых баллона (давление в баллонах составляет 14,7МПа), регулятора давления, вентилей, вентиляционного устройства шлема ВУШ, кислородной маски КП и панели управления ИКЖ. При полете на высоте до 8000м летчику подается воздушно-кислородная смесь, выше – чистый кислород.
Баллон аварийной системы закреплен на катапультируемом кресле К-36ДМ, он рассчитан на подачу кислорода летчику в течение 4 минут. Аварийная система активизируется автоматически или вручную, давление в системе составляет 17,6МПа.
Технические данные МиГ-29
Длина с ПВД м 17.320
Длина без ПВД. м 14.875
Размах крыла, м 11.360
Размах стабилизатора, м 7.780
Площадь крыла, м2 38.056
Площадь стабилизатора, м2 7,050
Угол стреловидности крыла 42 град.
Угол стреловидности корневых наплывов крыла 73 град. 30 мин.
Угол стреловидности киля 47 град 30 мин.
Угол стреловидности стабилизатора 50 град.
Колея шасси, м 3.100
Пневматики носовых колл- КТ-100 570×140
Пневматики основных колес КТ-150 840×290
Максимальная взлетная 16 710
Нормальная посадочная 14 200
Максимальная посадочная 15760
Максимальная на уровне моря, км/ч 1500
Максимальная на высоте 12 000 м. км/ч 2450
Максимально допустимое число М 2.35
Посадочная при массе 12 900 кг. км/ч 250-260
Длина разбега при массе 14 300 кг и при включенном форсаже, м 600
Длина пробега при массе 12 900 кг. м
Без тормозного парашюта 1470
Потолок практический, м 18 000
Дальность полета, км 710-1430
Дальность полета с подвесными топливными баками, км 2100
Максимальная скороподъемность, м/с 325
Максимальная тяга 50.4 кН
Максимальная тяга с включенным форсажем 81 кН
Расход топлива. кг/кН ч 78.5
Расход топлива на форсаже. кг/кН ч 209
Масса сухого, кг 1055
Топливная система рассчитана на использование авиационного топлива РТ, ТС или ПЛ-6. На самолете имеется три основных (№1 емкостью 650л, №2 емкостью 870л, №3 емкостью 1810л) и два вспомогательных (№ЗА емкостью по 155л каждый) фюзеляжных топливных бака а также два интегральных крыльевых топливных бака емкостью по 330л. Предусмотрена подвеска дополнительных сбрасываемых топливных баков емкостью по 1520л. Заправка баков осуществляется централизованно через центральную заливочную горловину в стенке ниши левой основной опоры шасси или индивидуально через заливочные горловины топливных баков. Фюзеляжные топливные баки наддуваются азотом или воздухом, за счет чего обеспечивается нормальная подача топлива к двигателям при полете на больших высотах. Навигационный остаток определен в 550л, он расходуется в последнюю очередь из бака №2.
Система управления – традиционная, механическая. Поверхности управления: рули высоты, дифференциально управляемый стабилизатор, элероны, предкрылки, посадочные щитки и аэродинамический тормоз. Предусмотрена возможность управления по крену одновременным отклонением элеронов и половин стабилизатора (в разные стороны). Органы управления – классические: ручка, педали, рычаги выпуска предкрылков, закрылков и аэродинамического тормоза. Все поверхности управления отклоняются гидроприводами.
В состав системы управления по тангажу входят необратимые бустеры РП-260А, АРМ-150М, дифференциал, пружинное загрузочное устройство АРУ-29-2, ограничитель по углу атаки СОС-3 (отдает ручку управления вперед при превышении допустимого угла атаки), тяги, рычаги.
В систему управления по крену входят управляющие элеронами бустеры РП-280, бустеры стабилизатора РП-260А, дифференциал, бустеры автопилота АРМ-150К, тяги и рычаги.
В состав системы управления по курсу входят бустеры РП-270, вспомогательный гидравлический загрузчик (увеличивает нагрузку на ручку управления при полете со скоростью больше М+0,5), пружинное загрузочное устройство, бустеры автопилота АРМ-150К. гидравлический демпфер СД- 15, тяги и рычаги.
На ручке управления расположены кнопка включения автопилота, гашетка пушки, кнопка сброса внешней подвески, переключатель триммера, переключатель нашлемного прицела, кнопка сброса подфюзеляжного топливного бака. Ниже этих органов управления расположен тормозной рычаг. Кнопка управления аэродинамическим тормозом находится на РУДе. Ручка управления и педали регулируется под рост летчика.
Система пожаротушения предназначена для борьбы с возгоранием двигателей, состоит из системы сигнализации и собственно системы пожаротушения. В системе сигнализации используются датчики ионизационного типа. Сферические баллоны с пеной установлены в гаргроте. Огнетушительная смесь может быть направлена к левому или правому двигателям, к коробкам приводов. Управление системой пожаротушения летчик осуществляет вручную трехпозиционным переключателем, расположенным в кабине на левой боковой кабине.
Бортовая сеть запитана напряжением 28В стандарта DC, 36В и 115В 400Гц стандарта АС. Питание сети напряжением 28В обеспечивает электрогенератор ГСР-СТ-12- 40А, который приводится в действие от двигателей. В состав электросистемы входят также две аккумуляторные батареи 15СЦС- 45Б емкостью по 80-100Ач. В случае отказа основных источников питания автоматически переключается на резервные источники оборудование обзорно-прицельной системы, системы государственного опознавания, аппаратура радиосвязи с землей.
Сети напряжением 36В и 115В запитаны от генератора ГП-21 мощностью 30кВА, которые также приводится в действие от двигателей. При отказе генератора осуществляется автоматическое переключение на резервные источники питания пилотажнонавигационных приборов, левого датчика угла атаки, двух из трех нагревательных элементов козырька фонаря кабины, оборудование внешней подвески (если она есть).
Осветительная система включает приборы внутреннего (красная и белая подсветка приборной доски, светосигнализация) и наружного (аэронавигационные огни, две посадочные фары ФП-81, установленные на створках ниш основных опор шасси, и рулежная фара ФР-9, закрепленная на стойке носовой опоры шасси под разными углами) освещения. Щиток предохранителей электрической системы расположен в кабине за катапультируемым креслом К-36ДМ.
Приборное оборудование кабины выполнено с использованием традиционных шкальных приборов.
В состав радиосвязной аппаратуры входят приемо-передающая радиостанция Р-862, работающая в диапазонах УКВ 100- 150МГц и 220-400МГц (используется для радиообмена с землей и другими самолетами), аварийная радиостанция Р-855УМ и переговорное устройство СПУ-9 (используется для переговоров с обслуживающим персоналом на аэродроме, для подачи сигналов от системы «Береза», маркерного радиоприемника и радиокомпас, а также трянсляции информации речевой системы предупреждения об опасных режимах П-591Б «Рита»).
Система управления вооружением СУВ- 29 включает:
1. Радиолокационную систему РЛПК- 29Э в составе допплеровской РЛС Н-091ЭА «Рубин».
2. Оптоэлектронный прицельно-навигационный комплекс ОЭПрНК-29Э (С-31) в составе системы ОЭПС-23С (КОЛС) с ИК датчиком и лазерным дальномером, нашлемного прицела НСЦ-29, индикатора на фоне лобового стекла, бортовой ЦВМ С- 100.02-02 и ряда других устройств.
Система РЛПК-29Э позволяет одновременно сопровождать до десяти воздушных целей, выбирать из них объект, представляющий наибольшую опасность, и вырабатывать данные для пуска одной ракеты Р-27Р с полуактивной головкой самонаведения. СУО работает в четырех режимах: режим «Д» – атак из задней полусферы, режим «В» – атака из передней полусферы, режим «АВТ» – атака в автоматическом режиме, режим «Бл.бой» – маневренный ближний бой. Максимальная дальность обнаружения типовой воздушной цели класса МиГ-21 на уровне моря – 70км, максимальная дальность сопровождения цели – 60км. Дальности обнаружения и сопровождения сильно варьируются в зависимости от параметров полета и эффективной поверхности рассеяния цели. Углы сканирования антенны РЛС – +-50град. по азимуту и +/-18град по углу места.
Оптолокационная система ОЭПрНК- 29Э работает в инфракрасном диапазоне спектра и вырабатывает данные, необходимые для применения управляемых ракет с тепловыми головками самонаведения и стрельбы из пушки. ИК система, лазерный дальномер и радиолокатор могут работать как в едином комплексе, так и независимо друг от друга. Диапазон сканирования датчика системы КОЛС составляет ЗОград. по азимуту и 15град. по углу места, максимальная дальность обнаружения контрастной тепловой цели составляет 15км, максимальная дальность сопровождения – 12км при максимальной угловой скорости цели 30град/с. Диапазон измерения расстояний лазерным дальномером – от 200м до 6,5км. Оптимальная дальность стрельбы из пушки по воздушной цели – 200-800м, по наземной цели – 800-1800м. Результаты атаки фиксируются фотокинопулеметом ФКП-ЭУ на основе индикации нашлемного прицела на дистанциях стрельбы до 3000м. Фотокинопулемет использует стандартную 35-м пленку, скорость съемки 8 кадров в секунду, длина пленки 30м.
Параметры полета фиксируются аппаратурой «Тестер» (пресловутый «черный ящик») на магнитной ленте. Емкость ленты позволяет фиксировать информацию на протяжении 3 часов полета.
Автоматическая система предупреждения «Экран» выдает информацию об отказах бортовых систем в полете подачей свето-звуковых сигналов.
На самолете МиГ-29 установлено два двухконтруных двигателя (степень двухконтурности 0,55) турбореактивных двигателя РД-33 с форсажными камерами и регулируемыми соплами.
Компрессор двигателя – осесимметричный с четырехступечатым вентилятором и девятиступенчатым компрессором высокого давления. Лепестки сопел устанавливаются в два положения – дозвуковое и сверхзвуковое. Отбор мощности для работы электрогенераторов, насосов гидравлической и топливной систем производится через коробку редукторов КСА. Каждый двигатель имеет независимую систему управления и масляную систему, а также систему контроля параметров. Для работы каждой маслосистемы необходимо 10,5-11,5л масла ИМП-10.
Запуск двигателей осуществляется от турбостартера ГТДЕ (вспомогательная силовая установка). Первым запускается правый двигатель.
На самолете установлена одна одноствольная автоматическая пушка ГШ-301 (9А4071К) калибра 30мм. Начальная скорость снаряда составляет 860м/с, боекомплект 150 снарядов. Стрельба из пушки блокируется при подвеске дополнительных сбрасываемых топливных баков.
В ассортимент подвесного управляемого вооружения класса воздух-воздух входят: УР среднего радиуса действия с полуактивной радиолокационной головкой самонаведения Р-27Р, УР среднего радиуса действия с тепловой головкой самонаведения Р-27Т, УР ближнего радиуса действия с тепловыми головками самонаведения Р-73, Р-60, Р- 60М. Ракеты подвешиваются на шести подкрыльевых пилонах. Подвеска ракет семейства Р-27 возможно только на пилонах №3 и №2. Ракеты Р-60 и Р-73 подвешиваются симметрично. Пуск ракет осуществляется как парами, так и индивидуально.
Подвесное вооружение класса воздух-поверхность (бомбы массой до 500кг, контейнеры КМГУ, пушечные контейнеры УПК-23, блоки НАР У Б-16, УБ-32, Б-8М1, Б-13 Л, 240- мм НАР С-24Б) подвешивается на пилоны №1, №2, №3, №4. Общая масса подвесного вооружения ограничена величиной 3200кг.
Перед гребнями килей на верхней поверхности фюзеляжа установлены два блока БВП-30-26М на 60 ИК ППИ-26 и отражателей ППР-26 (по тридцать в каждом). Отстрел ловушек и отражателей производится нажатием кнопки, расположенной на РУДе правого двигателя.
Прототип истребителя МиГ-29, бортовой помер – «01» голубого цвета. В настоящее время самолет демонстрируется в музее ВВС в Монино.
МиГ-29 ранней постройки, «изделие 9-12», с бортовым номером «28» голубого цвета. Необычно продублирован на киле бортовой номер – черной краской и ниже, чем общепринято.
Первым покупателем истребителей МиГ-29 стала Индия, первой в ВВС Индии истребители МиГ-29 получила 47-я эскадрилья «Лучники».
В первую неделю войны в Заливе ВВС Ирака потеряли в воздушных боях с авиацией многонациональных сил порядка восьми истребителей МиГ-29. Летчики союзников были подготовлены лучше пилотов ВВС Ирака, а международная авиация, пользуясь тотальным количественным и качественным превосходством, сразу же установила абсолютное господство в воздухе. Бортовой номер изображенного на рисунке самолета – 29070.
Бундеслюфтваффе абсорбировали все истребители МиГ-29, состоявшие на вооружении ВВС ННА ГДР. Самолет, получивший номер «29+20» ранее имел бортовой помер «785» красного цвета.
Польский МиГ-29, под крылом подвешены ракеты Р-27, Р-73 и Р-60.
МиГ-29 ВВС Румынии с опознавательными знаками в виде кокард, введенными в ВВАС Румынии в 1985 г.
МиГ-29УБ ВВС ЧССР в маловысотной камуфляжной окраске.
МиГ-29УБ ВВС Югославии с бортовым номером «302» белого цвета. Серийный номер «15302» написан черной краской на киле выше изображения государственного флага Югославии.
Перед своим последним полетом с опознавательными такими ВВС ННА ГДР истребитель МиГ- 29 с бортовым номером «604» красного цвета был специально прощальным образом покрашен.
Палубный вариант МиГ-29К был оснащен крылом с частично складывающимися консолями. Самолет принимал участие испытаниях, которое проводились в акватории Черного моря на борту тяжелого авианесущего крейсера «Тбилиси».
Читайте также
Техническое описание самолета И-301
Техническое описание самолета И-301 Истребитель И-301 представлял со бой одноместный истребитель-моноплан деревянной конструкции с низкорасположенным крылом, мотором водяного охлаждения М-105П и трехлопастным винтом изменяемого шага ВИШ-61.Фюзеляж самолета деревянный,
Техническое описание самолета Хеншель Hs-129
Техническое описание самолета Хеншель Hs-129 Самолет Хеншель Hs-129 представлял собой двухмоторный низкоплан с убираемым трехопорным шасси.Сечение фюзеляжа близко к треугольному, фюзеляж состоял из трех секций: передней бронированной; средней заодно с которой выполнялся
Техническое описание самолета Фокке-Вульф Fw-189
Техническое описание самолета Фокке-Вульф Fw-189 Фюзеляж цельнометаллической конструкции состоит из центральной гондолы и двух отдельных хвостовых балок. В передних частях балок размещены двигатели и основные опоры шасси.Гондола экипажа членится на центральную секцию,
Техническое описание самолета Ла-7
Техническое описание самолета Ла-7 Истребитель Ла-7 является одноместным однодвигательным низкопланом смешанной конструкции с убираемым трехопорным шасси с хвостовой стойкой. Фюзеляж овального сечения представляет собой деревянную полумонококовую конструкцию,
Техническое описание самолета A6M «Рейсен»
Техническое описание самолета A6M «Рейсен» Самолет Мицубиси A6M представлял собой одномоторный, одноместный палубный истребитель цельнометаллической конструкции с матерчатой обшивкой элеронов и рулей, выполненный по схеме свободнонесущего низкоплана.ФюзеляжФюзеляж
Техническое описание самолета Junkers 87 D-1
Техническое описание самолета Junkers 87 D-1 Самолет Junkers 87 D-l был одномоторным двухместным пикирующим бомбардировщиком, низкопланом цельнометаллической конструкции с классическим неубирающимся шасси.ФЮЗЕЛЯЖ овального сечения, полумонокок, цельнометаллический, собирался
Техническое описание самолета Як-9П
Техническое описание самолета Як-9П 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
Техническое описание самолета aichi D3A «Val»
Техническое описание самолета aichi D3A «Val» Одномоторный палубный пикирующий бомбардировщик по схеме свободнонесущего низкоплана. Шасси не убирающееся, закрытое обтекателями. Конструкция цельнометаллическая, обшивка рулей и элеронов матерчатая. Крыло состоит из трех
Техническое описание самолета Нортроп P-61
Техническое описание самолета Нортроп P-61 Самолеты P-61A и P-61B представляют собой двухмоторные 2-3-местные ночные истребители с фюзеляжем-гондолой и мотогондолами, переходящими в хвостовые балки с вертикальным оперением на концах. Шасси — убираемое с носовой опорой.
Краткое техническое описание самолета Як-15
Краткое техническое описание самолета Як-15 Истребитель Як-15 — классический однодвигательный низкоплан с убирающимся шасси с хвостовой опорой.Крыло — аналогично несущей поверхности самолета Як-3 с мотором ВК-107А, но центральная часть переднего лонжерона выполнена в
Краткое техническое описание самолета МиГ-9
Краткое техническое описание самолета МиГ-9 Одноместный цельнометаллический двухдвигательный моноплан с низкорасположенным крылом, выполненный по реданной схеме, и с убирающимся трехколесным шасси.Фюзеляж типа полумонокок с гладкой работающей обшивкой. Силовой
Техническое описание самолета F6F-5 «Hellcat»
Техническое описание самолета F6F-5 «Hellcat» Самолет F6F-5 представлял собой одноместный одномоторный среднеплан с трехточечным шасси по классической схеме, убирающимся в полете. Самолет предназначался для действий с палубы авианосцев. Истребитель имел цельнометаллическую
Техническое описание самолета Re.2002
Техническое описание самолета Re.2002 Реджиане Re.2002 Ариете был одномоторным одноместным цельнометаллическим истребителем — бомбардировщиком низкопланной схемы.Фюзеляж — был развитием конструкции Re.2000–2001 и имел схему полумонокок. Кабина пилота закрывалась открываемым
Техническое описание самолета Re.2005
Техническое описание самолета Re.2005 Reggiane Re.2005 Sagittario был одноместным одномоторным истребителем, выполненным по схеме цельнометаллического свободнонесущего низкоплана.Фюзеляж — монокок, такой же конструкции, как и у Re.2001. Открываемая вправо сдвижная часть фонаря имела
Техническое описание самолета Arado 234 В-2
Техническое описание самолета Arado 234 В-2 Arado Ar-234 В-2 был одноместным, двухдвигательным, реактивным самолетом бомбардировочным и разведывательным, построенным по схеме свободнонесущего высокоплана с трехопорным шасси с передним колесом, убираемым в полете.Фюзеляж – имел
Техническое описание самолета Ер-2 2М-105
Техническое описание самолета Ер-2 2М-105 Самолет представлял собой двухмоторный четырехместный цельнометаллический моноплан с крылом типа «обратная чайка» и разнесенным вертикальным оперением.Каркас фюзеляжа был набран из 40 шпангоутов, 36 неразрезных стрингеров и