Миг 29 пушка. Легендарные самолеты

Топливные баки;

Систему заправки;

Топливные баки.

Баки - отсеки корпуса

Подвесной бак под корпусом

Подвесной крыльевой бак

Бак выполнен разъемным состоящим из трех частей: носовой 1, средней 4 и хвостовой 12. Крепление составных частей осуществляется болтами 17, герметичность - стыковочным кольцом, в торцевые канавки которого заложены уплотнительные кольца. Носовая и хвостовая части бака выполнены взаимозаменяемыми после перестановки местами стабилизатора 13 и дестабилизатора 39. Заправочная горловина 2 выполнена в носовой части бака, имеет сетчатый фильтр и закрывается крышкой. Горловина 2 хвостовой части бака фильтра не имеет. Используется для откачки топлива из бака. Средняя часть бака силовая. На ней расположены два упора 5 и 10 и узлы подвески бака к пилону на крыле самолета. Для этого в силовых шпангоутах 23 выполнены колодцы под рым - болты 6. Передний упор 5 воспринимает боковые нагрузки и фиксирует положение бака на держателе; задний 10 воспринимает, кроме того, осевую нагрузку. Внутри средней части бака установлена труба 36, служащая для забора топлива из бака. На её входной части (заборнике) 18 смонтирован поплавковый клапан 19. При снижении уровня топлива в баке поплавок клапана, опускаясь вниз, своим рычагом перемещает втулку и перекрывает доступ воздуха в топливную магистраль. Противоположный конец внутри баковой трубы соединен со штуцером 9 на наружном фланце бака. Рядом закреплен штуцер 8 подвода воздуха из системы наддува. Стравливание давления воздуха из бака после выключения двигателей осуществляется нажимным клапаном 3.

Пилон (рис. 59) крыльевого подвесного бака обеспечивает фиксацию бака под крылом и перекачку топлива из него в крыльевой бак - отсек.

Крепление пилона к крылу осуществляется шкворнями. Пилон состоит из средней части, хвостового и носового обтекателей. В пилоне размещены: замок ДЗ - 59 (8), автомат одновременного сброса баков 10, узел выработки топлива 5, узел наддува 6 подвесного бака, для доступа, к которому на хвостовом обтекателе выполнены створки, отсечной клапан 12, способствующий быстрому закрытию клапана 4 выработки топлива с целью исключения попадания воздуха наддува ПТБ в крыльевые баки - отсеки.

Замок ДЗ - 59 (рис. 60) имеет механизмы 9 и 11 принудительного отталкивания бака. Работа замка основана на принципе использования пороховых газов от пиропатрона ПК- ЗМ-1 5.

Автомат одновременного сброса (рис. 61) подвесных крыльевых баков замыкает микровыключателем 3 цепь сброса второго бака в случае сброса одного из них.

Узел выработки топлива (рис. 57) из подвесных крыльевых баков имеет: клапан выработки топлива 82, который открывается давлением командного топлива, поступающим от струйного датчика 61 крыльевого бака, датчик - сигнализатор 11 (рис. 59) выработки топлива, поплавковый клапан 12, который препятствует перетеканию топлива через дренажный штуцер 13 в атмосферу. Сигнализация о выработке топлива поступает только после выработки обоих подвесных крыльевых баков.

Система дренажа и наддува.

Дренаж топливной системы необходим для отвода воздуха из топливных баков при заправке системы, а также для выравнивания давления в баках в процессе их выработки. Для этого используются магистрали наддува с включенными в них дренажным 11 и дренажно-поплавковыми 29 и 33 клапанами (рис. 57).

Дренажный клапан (рис. 68)

предназначен для стравливания давления воздуха из подвесного бака под корпусом при заправке последнего. Клапан установлен в магистрали наддува и состоит из корпуса 1, мембраны 2, крышки 3, тарелки клапана 4, пружины 6, трех штуцеров. Нормально клапан открыт. После запуска двигателя в надмембранную полость подается командное топливо, давлением которого мембрана 2 прогибается вниз, и тарелка клапана 4, преодолевая сопротивление пружины 6, садится на седло корпуса 1, перекрывая дренажный трубопровод бака. После выключения двигателей давление командного топлива снижается до нуля, и усилием пружины 6 дренажный клапан открывается.

Дренажно-поплавковый клапан (рис. 69) предназначен для защиты системы наддува и дренажа от попадания в нее топлива в случае переполнения баков № 2 и №3. Воздух (азот), поступающий на наддув баков, и воздух, вытесняемый из баков при заправке, проходит через отверстия в корпусе (поз. 1). Когда уровень топлива при заправке поднимется до клапана, поплавок всплывет и перекроет дренажные отверстия (поз.II), предотвращая попадание топлива в магистрали наддува и дренажа.

Наддув топливных баков обеспечивает высотность топливной системы, а также вытеснение (выработку) топлива из подвесных баков и топливного аккумулятора. Наддув внутренних баков осуществляется воздухом или нейтральным газом (азотом). Наддув подвесных баков и топливного аккумулятора производится только воздухом. Воздух отбирается за вентиляторами двигателей с давлением 0,06...0,6 МПа и через обратные клапаны 34 направляется в:

Двухрежимный агрегат наддува 26;

Топливный аккумулятор 79 через дроссель диаметром 8 мм;

Подвесной бак под корпусом через дроссель диаметром 6 мм;

Подвесные баки под крылом.

Агрегат наддува предназначен для понижения до определенной величины давления воздуха (азота), подаваемого в баки, изменения давления воздуха в баках в зависимости от высоты полета (два режима наддува). Принципиальная схема агрегата показана на рис. 70.

В корпусе агрегата размещены:

Два редуктора, состоящие из клапана 2 и сильфона 3 с пружиной (каждый);

Аварийный предохранительный клапан 4;

Двухрежимный предохранительный клапан 12 с сильфоном 11;

Регулятор режимов, включающий клапан сброса 5 с вакуумированным сильфоном 6, редуцирующий клапан 8 и клапан постоянного перепада 10;

Штуцеры 1 и 9 подвода давления воздуха от двигателей (к штуцеру 1, кроме того, может быть подведен азот из баллонов);

Штуцеры Е, Ж подвода давления воздуха из топливных баков;

Штуцер Б отвода редуцированного воздуха (азота) в баки;

Штуцер Г сброса воздуха в атмосферу.

Работа агрегата наддува заключается в следующем. Воздух от вентиляторов двигателей или азот от бортовых баллонов подводится через штуцер 1 к клапанам 2 редукторов. Через окна 13 и торцевые отверстия 15 редуцированный воздух (азот) поступает в камеру А агрегата, откуда через штуцер Б идет на наддув баков. Одновременно в камеры сильфонов 3 редукторов подается воздух из топливных баков (обратная связь), а в сильфоны - давление управляющего воздуха через регулятор режимов. Если давление в баках (в камерах сильфонов) станет больше заданного на данном режиме, то сильфоны сжимаются и клапаны 2 прикроют подачу воздуха (азота) в баки.

Перенастройка редукторов и двухрежимного предохранительного клапана 12 с одного режима наддува на другой происходит под действием давления управляющего воздуха, поступающего в регулятор режимов через штуцер 9. На высотах полета до 5000 м вакуумированный сильфон 6 сжат, клапан 5 удерживается пружиной 7 в открытом положении и управляющий воздух выходит в атмосферу через полость В и штуцер Г. Поэтому в сильфонах 3 и 11 установится атмосферное давление, а в топливных баках - давление, соответствующее первому режиму наддува (0,003...0,01 МПа). С увеличением высоты полета от 5000 до 7000 м сильфон 6 регулятора режимов растягивается, клапан 5, преодолевая усилие пружины 7, закроется, прекратив сброс давления управляющего воздуха в атмосферу. Редуцирующий клапан 8 стабилизирует давление воздуха перед дросселем с диаметром отверстия 0,6 мм, а клапан постоянного перепада 10 отрегулирует его перепад, равный 0,015 МПа. Это давление подается в сильфоны редукторов 2 и предохранительного клапана 12, что приведет к росту величины наддува баков на 0,015 МПа. Давление в баках будет находиться в пределах 0.018....0,025 МПа (значение второго режима работы агрегата наддува).

Заданное давление наддува 0,055 ± 0,005 МПа в топливном аккумуляторе и 0,9 + 0,01 МПа в подвесных баках поддерживается предохранительными клапанами. При отсутствии избыточного давления в подвесных баках под корпусом или крылом сигнализаторы давления 113 (рис. 57) или 76 соответственно подают сигнал на включение информации: «Нет выработки ПФБ», «Нет наддува ПКБ» в системе «Экран» и в «Речевом информаторе».

Для наддува фюзеляжных и крыльевых баков-отсеков азотом предусмотрена система нейтрального газа, включающая:

Четыре баллона 118 емкостью 4,3 литра каждый;

Электропневмоклапан 119;

Редуктор 121;

Блок предохранительных клапанов;

Дроссель;

Манометр 117;

Зарядный штуцер 116.

Магистрали подачи воздуха и азота отделены друг от друга обратными клапанами 9.

Электропневмоклапан 701800 (рис. 71)

предназначен для открытия и закрытия магистрали подачи азота в систему наддува топливных баков. В корпусе 4 расположены основной клапан 3 с пружинами 2 и 13, сервоклапан 8 с пружиной 7 и толкателем 10. Электромагнит 12 соединен с корпусом 4 через переходник II. При обесточенном электромагните сервоклапан 8 прижат пружиной 7 к седлу 9, соединяя канал «Вход» с камерой А клапана. Давление азота на основной клапан со стороны камеры А и со стороны канала «Вход» создает равные противонаправленные усилия, поэтому усилиями пружин 2 и 13 клапан прижат к седлу корпуса, предотвращая доступ азота в баки (через штуцер «Выход»). При включенном электромагните толкатель 10 сместит сервоклапан 8 вправо, перекрывая доступ азота в камеру А и соединяя ее с атмосферой. Усилием давления азота основной клапан смещается вверх, сообщая между собой каналы «Вход» и «Выход».

Редуктор 1848 ВТ (рис. 72)

понижает давление азота от зарядного до 0,8 МПа. В корпусе редуктора защемлена крышкой мембрана 8 со штоком 13, рычаг 6 закреплен на оси 7. Кроме того, в корпусе размещены: игла 5, седло 3, пружины 9 и II, втулка 12. Азот подается во входной штуцер 1 и через фильтр 2 и дроссельное отверстие, образованное кромкой седла 3 и конусом иглы 5, попадает в надмембранную полость. Усилие, развиваемое давлением азота на площади мембраны, превышает усилие пружины. Мембрана прогибается вниз, через двуплечий рычаг приподнимает иглу, которая прикрывает отверстие на входе. Величина отверстия устанавливается такой, чтобы проходящий через него азот полностью потреблялся системой, а действие выходного давления на мембрану уравновешивалось пружиной 9. В случае прекращения расхода азота через редуктор давление в надмембранной полости повышается, мембрана прогибается вниз, игла 5 полностью закрывает дроссельное отверстие.

Динамическая устойчивость (отсутствие автоколебаний в процессе работы) обеспечивается тормозным устройством в виде разрезанной на три сектора втулки 12, которая с помощью пружины 11 прижимается к штоку 13. Силы трения между втулкой и штоком препятствуют возникновению автоколебаний.

Предохранительный клапан (рис. 73) предотвращает чрезмерное повышение давления азота в магистрали наддува в случае выхода из строя редуктора.

Крышкой 3 пружина 5 клапана 2 отрегулирована на срабатывание при давлении 1,4±0,2 МПа. Для предупреждения при работе автоколебаний внутри клапана 2 установлена подпружиненная манжета 6, развивающая силы трения на внутренней стенке клапана при его движении. Изменение объема, а значит, и давления во внутренней полости клапана увеличивает эффект демпфирования. Аналогично устроены предохранительные клапаны, установленные попарно в линии наддува топливного аккумулятора и подвесных баков.

Работа системы нейтрального газа состоит в следующем. Открытие электропневмоклапана 119 (рис. 57) происходит автоматически при достижении частоты вращения роторов двигателей 55%. Открытое положение клапана 119 блокируется по убранному положению опор шасси и включению насоса ЭЦН-14БМ (90). После электропневмоклапана азот поступает к редуктору 121, понижающему его давление до 0,8 ± 0,25 МПа, а затем через дроссель диаметром 5 мм и обратный клапан 9 в агрегат наддува. В случае отказа редуктора вступают в работу два предохранительных клапана, оттарированные на давление 1,4±0,1 МПа.

Система перекачки топлива.

Система перекачки служит для подачи топлива из баков №№ 1, 3, 3А, крыльевых баков-кессонов и ПТБ в расходный бак № 2. Основными агрегатами системы являются (рис. 57):

Спецклапаны 82 и 115 выработки топлива из подвесных баков;

Отсечные клапаны 83 и 109;

Электромагнитные клапаны 60 и 12;

Гидротурбонасосы 110 и 68 (баков № 1 и 3) и 16, 20 (расх. бака №2);

Струйные насосы 46 (баки № 3А), 63 (крыльевых баков – кессонов) и 71 (бак № 3);

Перепускные клапаны 8 и 30;

Обратные клапаны;

Турбопроводы.

Спецклапан выработки топлива ПТБ совместно с переходником образует приемный узел (рис. 74) и состоит из корпуса, крышки 4 со штоком 5, пружины 6, штуцеров 2 подвода и слива командного давления. Переходник представляет собой сферический вкладыш 7 с крышкой 8. заключенный в корпус 1. Нормально клапан закрыт усилием пружины 6. Открывается усилием давления командного топлива, подаваемого в камеру А через струйный датчик уровня 4 (рис. 57) для спецклапана 115 или 61 для спецклапана 82.

Отсечной клапан 109 открывает дополнительно магистраль слива командного топлива из-под крышки спецклапана 115 выработки топлива из ПФБ, уменьшая время его закрытия. Быстрое закрытие клапана 115 необходимо для предотвращения выброса топлива из ПФБ в бак № 1 и далее за борт через дренажную трубу при переполнении бака № 1. В случае отрицательной перегрузки при невыработанном топливе в ПФБ возможен выброс воздуха из него в бак № 1 и, следовательно, выброс топлива из бака № 1 через дренаж. Быстрое закрытие клапана выработки топлива возможно при совместной его работе с отсечным и электромагнитным клапаном, в цепи питания которого установлен инерционный переключатель. При возникновении отрицательной перегрузки переключатель размыкает цепь питания, электромагнитный клапан прекращает подачу командного топлива к спецклапану выработки, а открывшийся отсечной клапан ускоряет его слив из-под крышки спецклапана.

Гидротурбонасос ГТН-7 (рис. 75)

предназначен для перекачки топлива в расходный бак или подкачки его к насосам двигателей и представляет собой топливный насос с приводом от гидравлической турбины . В корпусе 1 насоса вращается осевое рабочее колесо 14 на валу 3 и подшипниках 4 и 7. Захватывая профилированными лопатками поступающее на вход в насос топливо, рабочее колесо сообщает ему кинетическую энергию скорости и потенциальную энергию давления. За рабочим колесом насоса топливо попадает на лопатки направляющего аппарата 8, в котором происходит спрямление потока, частичное торможение и увеличение давления. Вращение рабочего колеса насоса осуществляет гидротурбина 9, преобразующая кинетическую энергию активного топлива в механическую работу на валу. Трубопровод подвода активного топлива к насосу закреплен на фланце «б», а трубопровод отвода активного топлива - на фланце «в».

Для удобства управления к перекачивающему насосу 68 бака № 3 присоединен клапан управления и струйный датчик уровня, образуя узел перекачки топлива 66 (рис. 57). В корпусе узла (рис. 76) установлен клапан 2, жестко связанный с поршнем 6, который удерживается в верхнем положении усилием пружины 5. В камеру над поршнем подводится командное топливо через струйные датчики уровня баков №1 и №2. В камеру под поршнем подводится командное топливо через струйный датчик уровня 7. Открытое (нижнее) положение клапана обеспечивает подвод активного топлива к гидротурбине насоса. В свою очередь, положение клапана определяется наличием усилия пружины, давлением топлива над и под поршнем, разностью площадей поршня (на площадь штока) сверху и снизу.

Струйный насос (рис. 77)

состоит из корпуса, диффузора 1, камеры смещения 2, сопла 3. Работа насоса основана на принципе эжекции. Активное топливо, которое прокачивается через насос, выходит из сопла 3 с большой скоростью, смешивается с перекачиваемым топливом, передает ему часть кинетической энергии, перемещая его.

Перекачка топлива в расходный бак № 2 осуществляется следующим образом (рис. 57):

Из ПФБ топливо через приемный узел 115 и обратный клапан вытесняется сжатым воздухом в бак № 1;

Из ПКБ топливо через приемные узлы 82 и обратные клапаны вытесняется сжатым воздухом в крыльевые баки - отсеки;

Из крыльевых баков струйными насосами 63 через обратные клапаны 64 топливо перекачивается в бак № 3;

Из баков № ЗА струйными насосами 46 через узлы заправки и выработки 47 в бак № 3;

Из бака № 3 гидротурбонасосом 68 через обратный клапан 40 в бак № 2 и струйным насосом 71 через обратный клапан 105 в бак № 1;

Из бака № 1 гидротурбонасосом 110 через обратный клапан 111 в бак №2.

Самотеком топливо может поступать в бак № 2 из бака № 1 через обратный клапан 95 и из бака № 3 через обратный клапан 88. При переполнении бака № 2 топливо из него сливается в бак № 1 через перепускные клапаны 8 и в бак № 3 через перепускной клапан 30 (при перепаде давления, равном 0,02 МПа).

Система подкачки топлива

Система подкачки служит для подачи топлива в достаточном количестве с необходимым давлением из расходного бака № 2 к насосам двигателей.

В систему входят (рис. 57):

Подкачивающие гидротурбинные насосы ГТН-7 (16) и 20;

Электроцентробежный насос ЭЦН-14БМ (90);

Топливный аккумулятор 79;

Обратные клапаны;

Перекрывные краны 54;

Телескопические узлы 53;

Датчики расходомера 52;

Штуцеры консервации двигателя;

Сливные краны.

Гидротурбонасосы бака № 2 по конструкции аналогичны ГТН-7 баков № 1 и 3. Установлены один над другим таким образом, что при отрицательных или нулевых перегрузках, в двух плоскостях, при наличии любой перегрузки в третьей плоскости, а также в перевернутом полете хотя бы один из насосов будет находиться в топливе и подача топлива к двигателям не прекратится.

Топливный аккумулятор 79 вступает в работу в случае нулевых перегрузок в трех плоскостях (невесомость). Установлен в баке № 3. Состоит из корпуса и диафрагмы, разделяющей внутренний объем на топливную и воздушную полости, предохранительного клапана топливной емкости и трех штуцеров (топливного, воздушного, штуцера контроля состояния диафрагмы). Использует для работы давление воздуха, отбираемого из-за вентиляторов двигателей. Вытеснение топлива из аккумулятора произойдет тогда, когда давление топлива в магистрали подкачки станет меньше давления воздуха в магистрали наддува.

Электроцентробежный насос ЭПН-14БМ (90) предназначен, главным образом, для подачи топлива к турбостартеру 55 и двигателям при их запуске. Но в полете насос не выключается и работает в режиме дежурного источника давления.

Гидротурбонасосы системы подкачки, электроцентробежный насос и топливный аккумулятор подключены параллельно магистрали подкачки, при этом каждый из них отделен от магистрали обратным клапаном.

Телескопическое соединение трубопровода (рис. 78) предназначено для компенсации радиальных и осевых смещений при установке двигателя, температурных расширений, а также колебательных движений хвостовой части корпуса. Телескопическое соединение трубопровода включает в себя телескопический узел 2, датчик расходомера 4, шарнирный узел 5, перекрывной кран 6 и проставку, на которой установлены штуцер 8 для консервации двигателя и штуцер 7, используемый при проливке топливной системы. Телескопический узел имеет штуцер для замера давления.

Датчик расходомера вырабатывает электрические сигналы, пропорциональные количеству проходящего через него топлива.

Перекрывной кран (рис. 79) установлен в трубопроводе подачи топлива к двигателю и предназначен для прекращения подачи топлива в экстренных случаях. Кран заслоночного типа с зубчатой реечной передачей и двухсторонним дистанционным управлением на закрытие и открытие.

На ось 3 заслонки 4 крана насажена шестерня 10, которая входит в зацепление с рейкой. Давлением воздуха шток пневмоцилиндра перемещает рейку, которая через шестерню поворачивает ось 3 с заслонкой 4. На корпусе крана в коробке установлены два концевых выключателя 5, срабатывающие от кулачка 6, закрепленного на оси 3 заслонки. Управление каждым краном осуществляется двумя электромагнитными кранами. В крайних положениях заслонки 4 концевые выключатели обесточивают электромагнитные клапаны, предотвращая их перегрев. Одновременно при закрытых кранах (или одном из них) обесточится цепь питания системы запуска двигателей. В случае консервации двигателей (перекрывные краны закрыты) необходимо замкнуть цепь запуска на АПД-88 в нише колеса левой опоры шасси.

Порядок выработки топлива.

Выработка топлива из баков происходит в последовательности, обеспечивающей сохранение центровки самолета в заданных пределах (рис. 57).

1. При включении бортового питания открываются электромагнитные клапаны 12 и 60 в системе управления клапанами 115 и 82 выработки топлива из ПФБ и ПКБ соответственно. После запуска двигателей насосом ДЦН-80 создается рабочее давление в магистралях активного и командного топлива. Топливо подается к двигателям из расходного бака № 2, а его уровень понижается в баке № 1.

Через струйный датчик уровня 4 (бак 1) передается давление командного топлива на закрытие отсечного клапана 109 и открытие клапана 115 выработки топлива из ПФБ. Избыточным давлением воздуха топливо из бака вытесняется в бак №1. По окончании выработки топлива из ПФБ датчик-сигнализатор 100 посылает сигнал на ИСТР (загорается лампа ПФ) и на закрытие электромагнитного клапана 12. Отсутствие давления командного топлива под крышкой клапана выработки приведет к его закрытию. Отсечной клапан 109 ускорит процесс закрытия клапана выработки.

2. Вырабатывается 300 л топлива из бака № 1. Давлением командного топлива через струйный датчик уровня 7 (поз.II) клапаны управления 70 и 69 открывают доступ активного топлива к насосам 68 и 71 бака № 3. ГТН-7 (68) перекачивает топливо в бак № 2, струйный насос 71 - в бак № 1. После выработки 60 л топлива из бака № 3 давлением командного топлива через струйный датчик 44 открывается клапан управления 57, подавая активное топливо к струйным насосам 63 крыльевых баков. После выработки 70 л топлива из крыльевых баков давлением командного топлива через струйные датчики 61 (при включенных электромагнитных клапанах 60) открываются клапаны 82 выработки топлива из ПКБ и закрываются отсечные клапаны 83. Избыточным давлением воздуха топливо из ПКБ вытесняется в крыльевые баки. По окончании выработки датчики-сигнализаторы 81 выдают сигнал на ИСТР (загорается лампа ПК) и на закрытие электромагнитных клапанов 60. Открываются отсечные клапаны, закрываются клапаны выработки ПКБ.

3. Вырабатывается остаток топлива из крыльевых баков. По окончании выработки датчики-сигнализаторы 62 выдадут электросигнал на ИСТР (загорается лампа КР).

4. Вырабатывается 100 л из бака № 3, давлением командного топлива через струйный датчик 45 (поз. 1) клапан управления 56 открывает магистраль активного топлива к струйным насосам 46 баков № 3А.

После выработки топлива из баков № 3А и 580 л из бака № 3 струйный датчик 53 (поз. II) передает давление командного топлива на клапан управления 43, который открывает слив командного топлива из магистрали от струйного датчика 7 к клапанам управления 69 и 70. Клапаны закрываются, насосы 68 и 71 бака № 3 выключаются, перекачка топлива из бака № 3 прекращается. Вырабатывается 460 л из бака № 1, через струйный датчик уровня 106 давлением командного топлива вновь открываются клапаны управления 69 и 70. Насосы 68 и 71 бака № 3 включаются в работу. По окончании выработки топлива из бака №3 датчик-сигнализатор 74 (поз. 1) подает сигнал на ИСТР (лампа 3). Через струйный датчик 67 давлением командного топлива закрываются клапаны управления 56, 57 и 70, выключая насосы крыльевых баков, баков № 3А и гидротурбонасоса бака № 3. Насос 71 будет перегонять остатки топлива из бака №3 в бак № 1.

5. Вырабатывается остаток топлива из бака № 1. По окончании выработки датчик-сигнализатор 108 (поз. 1) выдает, сигнал на ИСТР (загорается лампа 1).

6. Вырабатывается топливо из бака № 2. При аварийном остатке топлива датчик-сигнализатор 27 зажигает красное табло «ОСТАЛОСЬ 550 кг». После выработки топлива из бака № 2 и топливного аккумулятора сигнализатор 86 перепада давления топлива выдает сигнал «Нет подкачки » в систему «Экран».

График выработки топлива представлен на рис.80.

Краткая характеристика топливной системы МиГ - 29.

Топливная система самолета МИГ - 29 обеспечивает заправку, размещение и хранение запаса топлива на борту самолета, подачу его к силовой установке в. нужных количествах и с достаточным давлением при запуске и на всех режимах её работы на земле и в полете. Кроме того, топливо используется в качестве хладагента для охлаждения антифриза в топливно-жидкостном радиаторе системы охлаждения РЛС, воздуха в топливно-воздушном теплообменнике системы кондиционирования, масла в гидроприводе ПГЛ - 40.

В качестве топлива находят применение авиационные керосины Т - 1, ТС - 1, РТ или их смесь в любой пропорции. В зимний период в топливо добавляется жидкость «И» из расчета 0,2...0,3 % по объему.

Топливная система (рис. 57) является системой закрытого типа и включает:

Топливные баки;

Систему заправки;

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.

Наддув баков осуществляется воздухом, отбираемым от компрессоров двигателей, или азотом из баллонов системы нейтрального газа. Заданное давление в баках - отсеках поддерживается двухрежимным агрегатом наддува, а в подвесных топливных баках (ПТБ) и в топливном аккумуляторе - пре­дохранительными клапанами.

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.

Баки - отсеки корпуса (№1, 2, 3 и ЗА) и крыла (правый и левый) клапанной конструкции. Герметизация баков достигается применением специальной пасты, которой промазывают все швы внутри баков. Стенками баков - отсеков корпуса являются шпангоуты №№ 4 и 5, 5 и 6, 6 и 7, 7 и 8 соответственно.

Бак № 2 является расходным и выполняет функции отсека отрицательных перегрузок. Баки - отсеки крыла образованы стенками лонжеронов №1 и 3, передней стенкой, нервюрами № 1 и 8.

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.

Масса пустого бака 100 кг. Конструктивно бак представляет собой работающую оболочку, подкрепленную шпангоутами и диафрагмами, которые делят его на три отсека: два герметичных для топлива (передний и задний) и один отсек топливной аппаратуры. В переднем топливном отсеке выполнен колодец с рым - болтом 7 крепления бака, в заднем выхлопная труба 11 турбостартера. Подвеска бака осуществляется ушком рым - болта 7 на балочный держатель с замком ДЗ - 59 (шпангоут № 6) и на два крючка (шпангоут №8) задним узлом крепления 9.

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.

Подвесной крыльевой бак (рис. 58) представляет собой работающую оболочку, подкрепленную шпангоутами. Емкость бака 1150 литров, масса пустого - 84 кг.

• Дата изменения данных: 22.12.2015

МНОГОЦЕЛЕВОЙ ИСТРЕБИТЕЛЬ МИГ-29СМТ

РАЗМЕРЫ. Размах крыла 11,36 м, длина самолета (с ПВД) 17,32 м; высота самолета 4,73 м, площадь крыла 38,10 м2.

ЧИСЛО МЕСТ. Экипаж 2 человека.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. Самолет оснащен двумя ТРЛЛФ РД-33 (2 х 8300 кгс). РД-33 третьей серии имеет ресурс до первого ремонта 1000 ч, а назначенный ресурс - 2000 ч.

Имеется турбокомпрессорный стартер-энергоузел ГТДЭ-117(90 л.с.).

Суммарная емкосгь внутренних топливных баков - 6180 л. Самолет может комплектоваться демонтируемым топливоприемником системы дозаправки в воздухе с поднимаемой раздвижной штангой (конформный модуль системы дозаправки монтируется с левой стороны фюзеляжа, под кабиной летчика).

МАССЫ И НАГРУЗКИ , кг. нормальная взлетная 16 830, максимальная взлетная 21 000, максимальная боевая нагрузка 4000.

ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ. Максимальная скорость 2450 км/ч, максимальная скорость у земли 1500 км/ч, практический потолок 18.000 м, максимальная скороподъемность 330 м/с; практическая дальность полета, на малой высоте без ПТБ 990 км, на большой высоте без ПТБ 2200 км, на большой высоте с одним ПТБ 2800 км, на большой высоте с тремя ПТБ 3500 км, с одной дозаправкой 6700 км, длина разбега 250-600 м, длина пробега 600-900 м, максимальная эксплуатационная перегрузка 9,0.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ И ОБОРУДОВАНИЕ. Основой комплекса бортового радиоэлектронного оборудования является трехкратно резервированная бортовая цифровая вычислительная система верхнего уровня, построенная по принципу открытой архитектуры на основе мультиплексньк каналов информационного обмена, соответствующих международному стандарту МIL-STD-1553В. Это позволяет комплектовать самолет тем или иным оборудованием в соответствии с желанием и финансовыми возможностями конкретного заказчика. В то же время архитектура кабинного приборного оборудования едина для всех вариантов самолета.

Модернизированная импульсно-доплеровская БРЛС сантиметрового диапазона Н019МП получила способность "работать" по наземным целям в режиме синтезирования апертуры (при этом достигнуто разрешение порядка 15 м). Возможно сопровождение малоразмерных целей, движущихся со скоростью до 15 км/ч. Дальность обнаружения воздушной цели с ЭПР 5 м2 составляет 90 км. В режиме ведения воздушного боя станция способна одновременно сопровождать до 10 целей и производить пуск ракет по двум из них.

Вычислители серии Ц100 заменены на МВК и "Багет" (последний выполняет роль сигнального процессора).

В перспективе на модернизированном МиГ-29СМТ может быть установлена новая БРЛС "Жемчуг" (также разработки НИИП), снабженная фазированной антенной решеткой и имеющая значительно более высокие боевые возможности.

Навигационный комплекс дополнен приемником спутниковой навигации.

В кабине самолета МиГ 29СМТ на приборной доске установлено два многофункциональных цветных индикатора (МФИ) на жидких кристаллах с кнопочным обрамлением, имеющие формат 6х8 дюймов (152 х 203 мм). На боковых панелях размещено два цветных многофункциональных пульта управления (МФПУ), также выполненные на ЖК.

МФИ предназначены для вывода прицельно-пилотажной и навигационной информации, а также информации о работе бортовых систем. При этом допускается наложение одной информационной "маски" на другую (например, на цветную цифровую карту местности может быть наложена информация о радиолакационных полях, зонах действия средств ПВО противника и т.п.).

Левый МФПУ используется для решения задач боевого применения, а правый, снабженный буквенно-цифровой клавиатурой - служит для управления средствами связи МФПУ, могут частично дублировать МФИ.

Количество традиционных электромеханических приборов на приборной доске сокращено до восьми (командно-пилотажный и навигационно-плановый приборы, указатели приборной и вертикальной скорости, барометрический высотомер, тахометр, вольтметр и панель ИСТР).

В дальнейшем предполагается установить в центре приборной доски МиГ-29СМТ и трегий МФИ. Однако, по мнению специалистов из "Русской авионики", сегодня это преждевременно: сохранение блока аналоговых приборов в центре приборной доски обеспечивает определенное резервирование и позволяет осуществить плавную адаптацию летчиков к экранной индикации.

Большинство операций по самолетовождению, прицеливанию и пуску ракет летчик может выполнять, не снимая рук с ручки управления самолетом и РУД (концепция HOTAS).

В перспективе предполагается использование более совершенной бортовой аппаратуры наведения и информационного обмена, обеспечивающей целераспределение при групповых действиях, исключающей излишнее дублирование при решении боевой задачи несколькими истребителями и облегчающей взаимодействие с другими самолетами (в том числе типа Су-27 и МиГ-31), а также наземными средствами ПВО. Самолет получит возможность транслировать в реальном масштабе времени радиолокационную (от БРЛС), телевизионную и тепловизионную (от ГСН сбрасываемых авиационных средств поражения, находящихся на борту самолета) информацию на наземный КП, используя для этого самолеты-ретрансляторы или ИСЗ. При этом командир, находящийся на земле, получает возможность принимать решение на поражение обнаруженных целей в реальном масштабе времени, что превратит МиГ-29СМТ в один из элементов разведывательно-ударного комплекса.

МиГ 29СМТ предполагается оснастить также подвесным контейнером с тепловизионным, телевизионным и лазерным оборудованием, что обеспечит возможность применения управляемых боеприпасов с лазерной полуактивной системой наведения, а также расширит возможности по обнаружению наземных целей.

Возможна установка на МиГ-29 перспективного комплекса РЭБ, включающего станцию радиотехнической разведки, станцию активных помех с возможностью перепрограммирования библиотеки угроз и изменения программы создания помех в процессе предполетной подготовки, а также устройства выброса ложных целей.

КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ. Планер самолета "9-17" создан на базе планера истребителя "9-13С". Основным конструкционным отличием МиГ-29СМТ является установка двух накладных фюзеляжных топливных баков. Между шпангоутами №ЗБ и №8 расположен бак на 1400 л, а в хвостовой части, между шпангоутами №8 и № 10 - бак на 480 л. Конструкция малого бака позволит устанавливать его на модернизируемые самолеты непосредственно в авиачастях, а большой бак может монтироваться на авиаремонтных предприятиях ВВС.

Дальнейшее увеличение запаса топлива на борту истребителя может быть обеспечено за счет отказа от верхнего входа воздухозаборника и установки на его месте дополнительных баков. При этом для защиты двигателей от попадания посторонних предметов в канале воздухозаборника предполагается разместить убирающиеся решетки (как на МиГ-29М и МиГ-29К).

Разработана технология нанесения в аэродромных условиях на поверхность планера МиГ-29 противорадиолокационных покрытий, значительно снижающих заметность самолета (минимальная ЭПР в курсовой плоскости - менее 1 м2).

ВООРУЖЕНИЕ. На шести подкрыльевых и одном подфюзеляжном узлах внешней подвески самолет МиГ-29СМТ может нести до 4000 кг нагрузки. В состав вооружения класса "воздух-воздух" входят УР увеличенной дальности типа Р-27Э (до двух единиц), средней дальности типа Р-27 (до четырех) или РВВ-АЕ (до шести), а также ракеты ближнего боя с ТГС Р-73 (до шести).

Для поражения наземных целей истребитель может нести управляемые средства поражения - до четырех УР типа Х-29Т (с телевизионным самонаведением) и Х-29Л (с лазерным самонаведением), до четырех корректируемых авиабомб КАБ-500кр и КАБ-500Л, высокоскоростные противокорабельные ракеты типа Х-31А и Х-35У, противорадиолокационные ракеты типа Х-31П.

В состав вооружения входят и неуправляемые средства поражения, аналогичные применяемьш на самолете МиГ-29С.

Имеется встроенная пушка ГШ-301 с боекомплектом 150 патронов. В дальнейшем самолет предполагается оснастить перспективными УР класса "воздух-воздух", в том числе ракетами "обратного старта", высокоточными ракетами класса "воздух-поверхность" с большой дальностью пуска (вне зоны ПВО противника), а также перспективными УР класса "воздух-корабль" с дальностью до 200 км.

СОСТОЯНИЕ ПРОГРАММЫ. Самолет МиГ-29СМТ находится в серийном производстве. Также возможна модернизация ранее выпущенных самолетов МиГ-29 в модификацию МиГ-29СМТ.

ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ СВЕДЕНИЯ. Развитие истребителя МиГ-29 шло в направлении расширения областей его боевого применения, придания самолету способности поражать высокоточным оружием не только воздушные, но и наземные цели. Это соответствовало общей тенденции мирового военного авиастроения: снижение в 90-х годах оборонных расходов в большинстве развитых стран и вызванное этим сокращение самолетного парка обусловили повышение интереса к универсальным боевым машинам, способным решать широкий круг боевых задач.

Хотя ВВС объявили о прекращении закупок истребителей типа МиГ-29, в рамках инициативных работ по модернизации этого самолета, ставшего самым массовым истребителем российских Военно-Воздушных Сил, в середине 90-х началась разработка многоцелевого МиГ-29СМ, являющегося дальнейшим развитием истребителя МиГ-29С. В состав вооружения модернизированной машины были включены управляемые ракеты Х-20Т и корректируемые бомбы КАБ-500кр с телевизионными головками самонаведения. Для отображения видовой информации от ГСН бомб и ракет в систему управления вооружением был включен телевизионный канал с автономным вычислителем.

К отработке применения управляемого оружия с телевизионным самонаведением с борта самолета МиГ-29 в 1995 году было модернизировано два истребителя МиГ-29 (на одном из них видеоизображение от ГСН сбрасываемых средств поражения выводилось на стандартный ИПВ, на другом - на монохромный многофункциональный индикатор на ЭЛТ, заимствованный у самолета МиГ-29М). Испытания по программе МиГ-29М были успешно завершены в 1996 году. По оценкам, самолет МиГ-29СМ, оснащенный двумя Х-29Т или четырьмя КАБ-5ООкр, при решении ударных задач имел боевую эффективность, равную эффективности многоцелевого истребителя F-16С, и превосходил по критерию "эффективность-стоимость" самолеты F/А-18С на 15% и "Мираж"2000-5 на 50%. В дальнейшем были проведены работы по оснащению МиГ-29СМ противорадиолокационными ракетами Х-31П.

На основании результатов испытаний было рекомендовано начать работы по доработке в вариант МиГ-29СМ истребителей МиГ-29. Однако отсутствие у ВВС необходимых средств не позволило начать доработки. Однако совершенствование истребителя МиГ-29 продолжалось. В начале 1997 года по инициативе ОКБ и АО "Русская авионика" начались работы по созданию модификации "9-17", получившей в дальнейшем обозначение МиГ-29СМТ. Главным конструктором самолета был назначен В.В. Новиков.

"Идеология" нового истребителя заключалась в придании МиГ-29 принципиально новых боевых качеств и значительном увеличении его боевого радиуса действия при минимальных затратах, доступных российским ВВС при нынешнем уровне финансирования.

Новое информационно-управляющее поле кабины предполагалось выполнить на основе крупноформатных цветных жидкокристаллических индикаторов и многофункциональных пультов управления. Основу БРЭО должна была составить трехкратно резервированная цифровая вычислительная система верхнего уровня, выполненная по принципу открытой архитектуры на основе мультиплексных каналов информационного обмена. Самолет предполагалось оснастить модернизированной БРЛС НО19МП, имеющей режим картографирования местности. В состав навигационного комплекса планировалось включить приемник спутниковой навигации, способный приммать сигналы как от системы ГЛОНАСС (Россия), так и NAVSTAR (США).

Для увеличения внутреннего запаса топлива на 40-50% в соответствии с первоначальным проектом предполагалось оснащение истребителя накладным топливными баком за кабиной летчика, а также новым топливным баком, сформированом в наплывных частях крыла вместо верхних входов (вмето них в каналах воздухозаборников планировалось размесить опускаемые решетки, как на самолетах МиГ-29М и МиГ-29К). Однако в дальнейшем, чтобы избежать дорогостоящего переоборудования планера, от бака в наплывной части крыла было решено отказаться, разместив дополнительное топливо в увеличенном гаргроте, а также в модернизированной хвосровой части фюзеляжа (впрочем, в дальнейшем, в случае необходимости, к баку в наплывной части крыла можно было вернуться).

В августе 1997 г для отработки конструкции МиГ-29СМТ началось переоборудование истребителя МиГ-29 "9-12" вынуска 1982 года. В дальнейшем к первому прототипу присоединились еще две машины, переоборудованные из истребителей МиГ-29С. На одном из них было установлено новое приборное оборудование кабины с многофункциональными дисплеями на жидких кристаллах. 29 ноября 1997 г. этот самолет выполнил первый полет (летчик-испытатель - М.Р. Алыков). В начале 1998 года истребитель был вновь модернизирован, получив обводы фюзеляжа, соответствующие конфигурации МиГ-29СМТ (его первый полет после доработки состоялся 22 апреля 1998 г., машину пилотировал летчик-испытатель В.М.Горбунов). В дальнейшем истребитель оборудовали съемным модулем системы дозаправки в воздухе.

На втором опытном МиГ-29С в сентябре 1997 г началась отработка модернизированной БРЛС НО19МП. Третий опытный самолет был оснащен новой топливной системой с накладными топливными баками.

В 1998 году ВВС заказали три самолета МиГ-29СМТ (первый модернизированный самолет передан Липецкому центру боевого применения и переучивания летного состава ВВС в январе 1999 г.). Заказ на 1999 год составил 20 самолетов. Всего планируется доработать в вариант "9-17" 180-200 истребителей МиГ-29 "9-13". Самолет МиГ-29СМТ имеет хорошие экспортные перспективы. В частности, рассматривается возможность доработки в этот вариант истребителей МиГ-29 ВВС Индии.

Реализация существующих планов доработки истребителя МиГ-29 и мероприятия по продлению назначенного ресурса с 2500 до 4000 часов позволят сохранить самолет на вооружении до 2010-2015 гг.

В ОКБ исследуются возможности дальнейшего совершенствования самолета МиГ-29СМТ. За счет формирования в наплывной части крыла новых топливных баков суммарное количество топлива (без учета ПТБ) может быть увеличено до 5600 кг, что позволит достичь практической дальности 2500 км (при подвеске трех ПТБ до 3700 км).

Радикальное повышение маневренности может быть достигнуто за счет внедрения цифровой трехкратно резервированной системы дистанционного управления, а также модернизированного варианта двигателя РД-33 с системой управления вектором тяги (УВТ). Такой вариант двигателя с отклонением вектора тяги как в горизонтальной, так и в вертикальной плоскости уже отрабатывается НПП "Завод им. В.Я. Климова". В дальнейшем возможно оснащение истребителя новым ТРДДФ РД-43 (2 х 10000 кгс), также снабженным системой УВТ.

В дальнейшем самолет должен получить бесплатформенную инерциальную навигационную систему на лазерных гироскопах со спутниковой коррекцией, а также перспективный комплекс РЭБ.

В ходе дальнейшей модернизации истребитель должен получить новую отъемную часть крыла, заимствованную у истребителя МиГ-29М и имеющую четыре, а не три точки внешней подвески. Это позволит довести максимальную боевую нагрузку до 5500 кг.

РАЗРАБОТЧИК. АНПК "МиГ".

Мониторинг:

07.04.2016

Интерфакс-АВН: Эскадрилья истребителей МиГ-29СМТ на учениях в Курской области отрабатывает учеб…

03.06.2015

ТАСС: Военные продемонстрируют на международном форуме "Армия-2015" тренажеры для учеб…

11.08.2014

Интерфакс-АВН: Российская самолетостроительная корпорация "МИГ" поставит ВВС РФ в течение ближа…

30.04.2014

РСК "МиГ", пресс-релиз: А.Демченко совершил в Луховицах полет на МиГ-29СМТ в рамках полномасштабного про…

15.04.2014

ОАК, пресс-релиз: 16 многоцелевых истребителей МиГ-29СМТ будут построены и переданы в ВВС до конца…

Наш самолет это МиГ-29/9.12 с серийным номером 13-12 и заводским 2960512120. Построен 02 ноября 1984 года.
Далее служба в ВВС СССР с номером №40 в 234 ИАП (Кубинка) - в марте 1985.
Как №27 белый в 773 ИАП (Дамгартен) – сентябрь 1989.
Как №21 в 31 ИАП (Фалькенберг) – ноябрь 1990. В 31 ИАП (Зерноград) – июнь 1993.
С номером №29 в 960 ИАП (Приморско-Ахтарск) – февраль 1995.
В 4020 БРС (Липецк-2) – июнь 1998.
И наконец попал на 121 АРЗ (Кубинка) – июль 2001. Но в ремонт не пошел.
В 2009 году самолет списали и подготовили на памятник присвоив бортовой номер 14.
Перекрашен в ливрею АГВП "Стрижи" и установлен в качестве памятника на аэродроме Кубинка – 06 октября 2014.
Ну а оттуда видимо снова через 121 АРЗ в начале 2016 года попал в Парк Патриот.

Где то пишут, что до передачи в Парк Патриот наш МиГ-29 с номером 43 синий служил в 234 Гвардейском ИАП. Где истина?

Евгений Лебедев мне написал, что это один из самых ранних МиГ-29. Самолет изначально нес 4 цветный камуфляж, а уже позже получил эту схему. И снова вопросы!!?

А вот теперь благодаря Евгению Лебедеву и его источникам выяснилась истина: МиГ-29 в Патриоте. 10-08 2960509182 МиГ-29 /9.12 (06.1984) №??
234 ИАП (Кубинка) – 08.1984;
№42 92 ИАП (Мукачево) – 1988;
№43 343 ИИАП (Багай-Барановка) – 09.1989;
121 АРЗ (Кубинка) – 06.1991;
343 ИИАП (Багай-Барановка) – 09.1992;
после расформирования полка, сдан на 4020 БРС (Липецк-2) – 31.03.1998;
121 АРЗ (Кубинка) – 05.2001 / ремонт не выполнялся;
передан в парк Патриот (Кубинка) / получил бортовой номер 14 – 16.01.2016.

Самолет МиГ-29 выполнен по нормальной аэродинамической схеме и имеет интегральную компоновку планера. Планер самолета состоит из развитого по длине и размаху профилированного несущего корпуса (фюзеляжа), плавно сочлененного через зону наплыва с трапециевидным крылом, цельноповоротного дифференциально отклоняемого стабилизатора и двухкилевого вертикального оперения. Два двухконтурных турбореактивных двигателя установлены в изолированных мотогондолах в хвостовой части корпуса; основные воздухозаборники двигателей размещены под центропланом, дополнительные - на верхней поверхности наплывов крыла. Шасси самолета - трехопорное, убирающееся.

Около 40% подъемной силы в полете обеспечивает корпус самолета, 60% - крыло. При углах атаки более 17 градусов в создании подъемной силы возрастает роль корпуса и наплывов крыла. Особенностью планера самолета является наличие в его конструкции крупногабаритных штамповок и прессованных панелей, позволяющих уменьшить количество нагруженных стыков. Основные конструкционные материалы планера - алюминиевые сплавы и высокопрочные стали. В ряде ответственных деталей и узлов (в лонжеронах крыла, в хвостовой части корпуса и т. п.) использован титан. Доля композиционных материалов в массе конструкции самолета составляет около 7%. Обеспечен удобный подход к элементам конструкции и блокам оборудования для их осмотра, обслуживания и ремонта в процессе эксплуатации. Крышки люков крепятся на легкооткрывающихся четвертьоборотных замках.

Фюзеляж (корпус) истребителя - полумонококовой конструкции с силовым набором, образованным 10 силовыми шпангоутами (рамами), промежуточными шпангоутами (диафрагмами) и работающей обшивкой, подкрепленной стрингерами; делится на части: головную, среднюю и заднюю, включающую отсеки силовой установки и хвостовой отсек.

В головной части корпуса самолета, начинающейся радиопрозрачным стеклопластиковым конусом - обтекателем антенны бортовой РЛС, размещаются носовой отсек оборудования, кабина летчика с закабинным отсеком оборудования, отсек оборудования и ниша передней опоры шасси. На радиопрозрачном конусе установлена штанга ПВД, снабженная горизонтальными пластинами - генераторами вихрей. На внутренней поверхности конуса расположена антенна маркерного радиоприемника. В носовом отсеке оборудования размещены блоки радиолокационного прицельного и оптико-электронного прицельно-навигационного комплексов и другие агрегаты радиоэлектронного оборудования.

На верхней поверхности отсека перед фонарем кабины со смещением вправо от оси симметрии в шарообразном стеклянном обтекателе установлены датчики квантовой оптико-локационной станции (КОЛС). На нижней поверхности отсека размещены антенны радиолокационного ответчика системы госопознавания, ответчика системы управления воздушным движением, передающая и приемная антенны радиовысотомера, антенно-фидерная система радионавигационного оборудования и датчик (флюгарка) угла скольжения, а на обеих боковых поверхностях - датчики угла атаки. На правом борту носового отсека оборудования закреплен резервный приемник воздушного давления. В передней части корпуса расположены также антенны запросчика системы госопознавания (в зависимости от модификации самолета - перед фонарем кабины или на нижней поверхности носового отсека оборудования).

Герметичная кабина летчика расположена между шпангоутами 1 и 2. Фонарь кабины - двухсекционный, состоит из беспереплетного неподвижного переднего козырька, имеющего каркас из магниевого сплава и силикатное стекло с двумя элементами электрообогрева, и поднимаемой вверх-назад откидной части, оборудованной тремя панорамными зеркалами заднего вида. Кронштейны подвески откидной части фонаря расположены на шпангоуте 3. Стекло уплотняется в каркасе фонаря эластичными прокладками. Откидная часть, фиксируемая в закрытом положении четырьмя замками (двумя спереди и двумя сзади) герметизируется надувным шлангом.

Поднятие створки фонаря обеспечивается пневмоцилиндром. Она имеет три эксплуатационных положения: открытое, закрытое и приоткрытое (используется в основном на рулежке). Фонарь оборудован эксплуатационной системой управления откидной частью и автономной системой ее сброса в аварийной ситуации. Эксплуатационная система работает от ручек, расположенных внутри и снаружи кабины. Оповещение летчика о незакрытии фонаря осуществляется механической, световой и речевой сигнализациями. Аварийная (автономная) система сброса откидной части фонаря применяется в особых случаях, при этом сброс происходит от ручки "аварийный сброс фонаря", размещенной на правом борту кабины. При катапультировании сброс створки фонаря происходит автоматически.

Летчик размещается в кабине на катапультном кресле К-36ДМ, установленном с углом наклона спинки 16 градусов. Направляющие рельсы кресла крепятся к шпангоуту 2. Кресло может регулироваться по высоте (в зависимости от роста летчика) в пределах 85 мм. Угол обзора из кабины вперед-вниз составляет 14 градусов. В нижней части шпангоута 2 находится узел крепления гидроцилиндра выпуска-уборки передней опоры шасси. Между шпангоутами 2 и 3 расположен закабинный отсек оборудования. Доступ к сосредоточенным здесь, за спинкой катапультного кресла, автоматам защиты сети электросистемы самолета обеспечивается при поднятии откидной части фонаря кабины.

В средней части корпуса самолетов МиГ-29 размещены три основных топливных бака и ниши основных опор шасси. Бак 1 расположен между шпангоутами 4 и 5, бак 2 (расходный) - между шпангоутами 5 и 6, бак 3 - между шпангоутами 6 и 7, причем последний является основной несущей конструкцией корпуса, воспринимающей вертикальные нагрузки от крыла, двигателей и основных опор шасси. На шпангоуте 6 находится передний узел крепления подфюзеляжного подвесного топливного бака, на шпангоутах 6, 6В и 7 расположены узлы пристыковки консолей крыла, а на шпангоуте 7 - передние узлы крепления двигателей. Узлы крепления стоек основных опор шасси смонтированы на специальных коробчатых конструкциях между шпангоутами 6 и 7.

В задней части корпуса между шпангоутами 7 и 8 размещены отсеки двигателей, а также два топливных бака ЗА (между шпангоутами 7 и 7Ж). Двигатели установлены под углом 4 градуса к строительной горизонтали и 1.5 градуса к продольной плоскости симметрии самолета в разнесенных изолированных гондолах. Между ними расположен отсек коробки самолетных агрегатов (КСА) с агрегатами гидравлической, топливной и масляной систем, электрогенераторами и газотурбинным стартером-энергоузлом ГТДЭ-117. На верхней поверхности корпуса за шпангоутом 7 со смещением влево от плоскости симметрии самолета установлен воздухозаборник охлаждения генераторов, а на нижней поверхности между мотогондолами (со смещением вправо) находится выхлопное устройство ГТДЭ-117, закрываемое створкой.

Доступ к двигателям, КСА и агрегатам самолетного оборудования обеспечивается при снятии крышек люков соответствующих отсеков на верхней поверхности корпуса самолета, а также легкосъемных капотов двигателей (под самолетом). В нижней части шпангоута 8 оборудован задний узел крепления подфюзеляжного подвесного бака. За шпангоутом 8 расположен хвостовой отсек корпуса, к которому крепятся консоли хвостового оперения, форсажные камеры двигателей (задний узел крепления двигателей установлен на шпангоуте 9), верхний и нижний тормозные щитки, а между ними контейнер тормозного парашюта со сбрасываемым резиновым колпаком (узлы крепления тормозных щитков и контейнера тормозного парашюта также смонтированы на шпангоуте 9).

Выпуск и уборка тормозных щитков производятся посредством гидросистемы, при этом верхний щиток (площадью 0.75 м2) отклоняется на угол 56 градусов вверх, а нижний (площадью 0.55 м2) - на угол 60 градусов вниз. Выпуск тормозного парашюта и его сброс осуществляются электропневматической системой управления. Площадь купола тормозного парашюта 17 м2.

Основные воздухозаборники двигателей - сверхзвуковые, регулируемые, прямоугольного сечения, с косым срезом - имеют горизонтальные поверхности торможения. Регулирование воздухозаборников производится посредством управления подвижными панелями, геометрия и взаимное расположение которых позволяет создать систему из четырех скачков уплотнения поступающего воздуха и получить оптимальное проходное сечение воздухозаборников на каждом режиме полета. Первая панель воздухозаборника зафиксирована под углом, вторая, третья и четвертая - подвижные. Четвертая панель имеет перфорированную поверхность для слива пограничного слоя (через три отверстия, закрытые сетками, на верхней поверхности наплывов крыла).

Для исключения повреждения двигателей посторонними предметами, которые могут попасть с поверхности аэродрома в воздухозаборники при работе силовой установки самолета на земле, а также при рулении, взлете и посадке, основные воздухозаборники (осевые входы) на этих режимах закрываются подвижными защитными панелями. Поступление воздуха в двигатели в этом случае обеспечивается через открываемые 5-секционные створки на верхней поверхности наплывов крыла (верхние входы). Створки верхних входов открываются автоматически за счет разряжения в воздушных каналах двигателей, а закрываются пружинными механизмами.

Осевые входы закрываются при запуске двигателей и выходе их на режим малого газа, когда создается необходимое давление в гидросистеме. Открытие их происходит при достижении самолетом во время разбега скорости 200 км/ч. При посадке основные воздухозаборники закрываются при снижении скорости самолета до 200 км/ч, а отрываются, когда летчик ставит рычаги управления двигателями в положение ╚стоп╩. Под воздействием разряжения в воздушных каналах верхние воздухозаборники также могут открываться и при полете самолета с малыми скоростями, в этом случае воздух к двигателям поступает как через осевые, так и через верхние входы.

Крыло самолета состоит из двух консолей площадью 38.056 м2, имеющих угол стреловидности по передней кромке 42 градуса. Консоли крыла крепятся к корпусу самолета в пяти точках. Силовой набор консолей представлен тремя лонжеронами, двумя дополнительными стенками в носовой части и одной - в хвостовой части, 16 нервюрами и подкрепленной стрингерами обшивкой. Центральный отсек консолей крыла образует интегральный топливный бак. Профиль крыла П-177. Угол поперечного V крыла составляет -3 градуса, корневая хорда 5.6 м, концевая - 1.27 м, что соответствует сужению 4.41; удлинение крыла 3.5.

Каждая консоль крыла имеет трехсекционные отклоняемые носки, управляемые шестью гидроцилиндрами (один - для внутренней секции, два - для средней и три - для внешней). Площадь носков 2.35 м2, угол отклонения 20 градусов.

Щелевые закрылки и элероны подвешены на кронштейнах к задней стенке в трех точках. Закрылки площадью 2.84 м2 выпускаются на взлете и посадке на угол 25 градусов. Каждым закрылком управляет один гидроцилиндр, оборудованный замком убранного положения. В выпущенном положении закрылки поддерживаются давлением гидросистемы. Элероны площадью 1.45 м2 отклоняются на угол +15...-25 градусов посредством гидравлических рулевых приводов РП-280А.

На лонжеронах и усиленных нервюрах (3,6 и 9-й) каждой консоли крыла имеются узлы крепления трех пилонов подвески вооружения (по три узла для внутренних пилонов и по два - для средних и внешних). На законцовках крыла размещены бортовые аэронавигационные огни и антенны радиотехнических устройств (ответчика госопознавания, станции предупреждения об облучении и станции активных помех - в зависимости от модификации самолета).

Горизонтальное оперение, представляющее собой цельноповоротный дифференциально отклоняемый стабилизатор размахом 7.78 м и площадью 7.050 м2, установлено по обеим сторонам гондол двигателей с отрицательным углом поперечного V. Для управления по тангажу обе половины стабилизатора отклоняются синхронно как единое целое, а для управления по крену - дифференциально в противоположные стороны. Силовой набор консолей состоит из лонжерона, передней стенки, 16 нервюр, обшивки и заднего отсека сотовой конструкции. Угол стреловидности стабилизатора по передней кромке 50". Профиль стабилизатора С-11С. Косые полуоси вращения горизонтального оперения жестко закреплены в корневых частях консолей стабилизатора и шарнирно - на шпангоутах хвостового отсека корпуса самолета (в роликовом подшипнике на шпангоуте 9 и коническом игольчатом подшипнике на шпангоуте 10). Управление каждой консолью горизонтального оперения обеспечивается посредством гидравлических рулевых приводов РП-260А, установленных на шпангоуте 10 хвостового отсека корпуса самолета.

Вертикальное оперение состоит из двух килей, установленных на хвостовом отсеке корпуса по обеим сторонам гондол двигателей, и рулей направления. Площадь килей 10.1 м2, рулей направления - 1.25 м2. Кили установлены с углом развала 6". Угол стреловидности килей по передней кромке 47 градусов 50". Силовой набор киля образован двумя основными лонжеронами, передней и задней стенками, девятью нервюрами и панелями обшивки из углепластика. Технологически кили состоят из несъемных прямоугольных корневых секций с углепластиковыми стекателями, отъемных трапециевидных частей и форкилей, имеющих угол стреловидности по передней кромке 75 градусов. Узлы крепления отъемной части киля имеются на обоих основных лонжеронах. Рули направления подвешиваются на трех кронштейнах, закрепленных на задней стенке килей. Каждый руль состоит из носового отсека и хвостового отсека сотовой конструкции. С 1984 года все истребители МиГ-29 комплектуются рулями направления с увеличенной на 21 % хордой, при этом их задняя кромка выступает за задние кромки килей. Управление рулями обеспечивается посредством гидравлических рулевых приводов РП-270, установленных в корневых секциях килей. Углы отклонения рулей направления +-25 градусов.

В верхней части килей размещены антенны различных радиотехнических устройств: связной радиостанции и самолетного ответчика (под радиопрозрачной законцовкой правого киля), антенно-фидерной системы радионавигационного оборудования (на задней кромке правого киля), ответчика госопознавания и командной радиолинии управления (под радиопрозрачной законцовкой левого киля), самолетного ответчика и ответчика госопознавания (на задней кромке левого киля), а также аэронавигационный огонь (на левом киле). Кроме того, на боковых поверхностях килей расположены антенны станции предупреждения об облучении и станции активных помех. Размещение и номенклатура антенн варьируются в зависимости от конкретной модификации самолета. На самолетах МиГ-29 типа 9-12 (за исключением первых серий) и типа 9-13 перед форкилями на верхней поверхности крыла установлены гребни, в которых размещены блоки выброса пассивных помех. На самолетах, выпущенных до 1984 года такие гребни отсутствуют. Первые серийные машины оснащались двумя дополнительными подфюзеляжными гребнями - фальшкилями, служившими для улучшения устойчивости на больших углах атаки. На более поздних самолетах они не применялись.

Шасси самолета состоит из передней и двух основных опор. Каждая основная опора шасси снабжена одним тормозным колесом КТ-150 размером 840x290 мм, передняя опора - двумя тормозными колесами КТ-100 размером 570x140 мм. Основные опоры шасси убираются вперед по полету в ниши корпуса самолета с разворотом на 90 градусов. Колея шасси 3.09 м, база 3.645 м. База шасси у первых двух опытных экземпляров истребителя (самолетов 901 и 903) составляла около 5.2 м.

Передняя опора убирается назад в отсек корпуса между воздухозаборниками. Рулежно-демпфирующий механизм (РДМ) обеспечивает разворот колес передней опоры шасси на угол до +-8 градусов при взлете и посадке и на угол до +-31 градусов при рулежке, а также демпфирование колебаний шимми на разбеге и пробеге. На всех опорах шасси применены двухкамерные пневмогидравлические амортизаторы, рабочим телом которых являются гидромасло АМГ-10 и азот. На стойке передней опоры шасси имеется грязезащитный щиток.

Носовая стойка вид сзади

Выпуск и уборка шасси осуществляются на самолете гидроцилиндрами, запитываемыми от общей гидросистемы самолета. Фиксация стоек в выпущенном положении обеспечивается механическими замками и гидрозамками рабочих цилиндров выпуска-уборки, в убранном положении - механическими замками на корпусе самолета. Открытие и закрытие створок ниш шасси производятся с помощью гидроцилиндров и ломающихся подкосов. Аварийный выпуск шасси осуществляется сжатым воздухом от аварийной пневмосистемы, подаваемым в рабочие гидроцилиндры выпуска-уборки, при этом возможен автономный выпуск только передней опоры.

Основная тормозная система колес шасси пневматическая (торможение колес передней опоры может быть отключено), аварийная тормозная система, также пневматическая, обеспечивает торможение только колес основных опор шасси. Предусмотрено автоматическое торможение всех колес при уборке шасси. На самолете имеется электромеханическая противоюзовая система, которая служит для предотвращения блокирования колес при торможении и функционирует только при использовании основной тормозной системы.

Силовая установка самолета МиГ-29 состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей РД-33 с форсажными камерами, коробки приводов самолетных агрегатов КСА-2 (КСА-3) и турбокомпрессорного стартера-энергоузла ГТДЭ-117.

Газотурбинный двигатель РД-33 - двухвальный, двухконтурный (со степенью двухконтурности 0.475), имеет осевой двухкаскадный компрессор, состоящий из низконапорного 4-ступенчатого вентилятора и регулируемого 9-ступенчатого компрессора высокого давления, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую охлаждаемую турбину (первая ступень - высокого давления, вторая - низкого давления), форсажную камеру и регулируемое сверхзвуковое реактивной сопло. Перед форсажной камерой происходит смешение потоков газов обоих контуров двигателя. Тяга двигателя на режиме полный форсаж составляет 8300 кгс (81.4 кН) (минимальный форсаж - 5600 кгс (54.9 кН)), на максимальном режиме - 5040 кгс (49.4 кН), удельный расход топлива - соответственно 2.05 кг/(кгсч) (0.21 кг/(Н*ч)) и 0.77 кг/(кгсч) (0.08 кг/(Нч)).

Длина двигателя РД-33 - 4260 мм, максимальный диаметр - 1000 мм (диаметр входа - 750 мм), сухая масса - 1050 кг, что соответствует удельному весу 0.126 кг/кгс (12.8 кг/кН). Назначенный ресурс РД-33 2-й серии (при использовании режима У) определен в 1400 ч, РД-33 3-й серии - в 2000 ч, срок до первого ремонта - соответственно в 700 ч и 1000 ч. Двигатель РД-33 имеет гидроэлектронную систему управления с аналоговым регулятором-ограничителем БПР-88. Основными гидромеханическими элементами системы топливной автоматики двигателя являются насос-регулятор НР-59А, регулятор сопла и форсажа РСФ-59А, распределитель топлива

Топливная система предназначена для размещения запаса топлива на борту самолета и обеспечения бесперебойного питания двигателей на всех режимах работы в воздухе и на земле, а также поддержания заданной центровки самолета в полете. Кроме того, система осуществляет прокачку топлива через топливно-гидравлические теплообменники. На самолетах МиГ-29 типа 9-12 топливо размещается в пяти фюзеляжных и двух крыльевых баках общей емкостью 4300 л (запас топлива 3380 кг при плотности 0.785 г/см3). Емкость фюзеляжного бака 1 - 650 л, бака 2 - 870 л, бака 3 - 1810 л, двух баков ЗА - 310 л, двух крыльевых баков - 660 л. Бак 2 является расходным, в баке 3 размещен топливный аккумулятор. Под фюзеляжем возможна подвеска дополнительного сбрасываемого бака емкостью 1500 л. Суммарный запас топлива самолетов указанных модификаций с ПТБ составляет 5800 л (4350 кг). Применение подкрыльевых баков возможно и на МиГ-29 типа 9-12 после соответствующей доработки топливной системы.
Основным топливом для двигателей истребителей МиГ-29 являются авиационные керосины марок РТ, Т-1 и ТС-1 или их смеси.

Система управления самолетом предназначена для управления положением самолета в пространстве и включает в себя системы:
управления стабилизатором по тангажу (продольное управление);
управления элеронами и стабилизатором по крену (поперечное управление);
управления рулями направления по курсу (путевое управление).

Кроме того, к ней также относятся системы управления отклоняемыми носками крыла, закрылками и тормозными щитками. Система управления всех модификаций самолетов МиГ-29 - механическая, с гидравлическими рулевыми приводами. Проводка системы управления состоит из тяг и качалок с включенными в нее электро- и гидроагрегатами. Шарнирные моменты, возникающие при отклонении рулевых поверхностей, воспринимаются гидроусилителями. Усилия на ручке управления и педалях создаются загрузочными механизмами, включенными во все три канала проводки управления; для уменьшения усилий на ручке управления используются механизмы триммерного эффекта.

Управление самолетом осуществляется в ручном и автоматическом режимах. В автоматическом режиме управление производится по сигналам системы автоматического управления САУ-451. Исполнительными механизмами САУ являются автономные рулевые машинки (АРМ), установленные в каждом из трех каналов управления.

Для предотвращения выхода самолета на режим сваливания и обеспечения летчика информацией о текущих и предельно допустимых углах атаки и вертикальных перегрузках, а также для расширения эксплуатационного диапазона углов атаки за счет автоматического управления носками крыла на самолете имеется система ограничительных сигналов СОС-ЗМ. При приближении самолета к критическим углам атаки система СОС-ЗМ. в соответствии с темпом нарастания угла атаки, отталкивает ручку управления самолетом от летчика с усилием до 17 кгс (167 Н). На истребителях МиГ-29 и МиГ-29УБ применяется система ограничительных сигналов СОС-ЗМ, настроенная на срабатывание при достижении угла атаки 26 градусов.

Система поперечного управления включает ручку управления, установленные в отсеке центрального узла управления загрузочный механизм, механизм триммерного эффекта и автономную рулевую машинку АРМ-150К, установленные в консолях крыла гидроусилители (рулевые приводы) элеронов РП-280А, смонтированные в хвостовом отсеке корпуса самолета нелинейный механизм и механизм отключения ножниц стабилизатора, дифференциальный механизм и гидравлические усилители стабилизатора РП-260А, тяги и качалки проводки управления.

Система путевого управления включает педали, загрузочный механизм, гидроцилиндр загрузки педалей (увеличивает усилие на педалях при полете со скоростью М>0.85). механизм триммерного эффекта и автономную рулевую машинку АРМ-150К (в отсеке центрального узла управления), два гидроусилителя - привода рулей направления РП-270 (в килях), тяги и качалки проводки управления.

Система аварийного покидания самолета включает в себя катапультное кресло К-36ДМ серии 2 и пиромеханическую систему управления сбросом фонаря и катапультированием летчика. Катапультное кресло обеспечивает спасение летчика во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета, включая режимы движения самолета по аэродрому. Безопасное катапультирование гарантируется в горизонтальном полете с приборными скоростями от 0 до 1400 км/ч (числа М от 0 до 2.5) на высотах от 0 до 25 км, при маневрировании с перегрузкой от -2 до +4, на углах атаки до +-30 градусов, углах скольжения до +-20 градусов и углах крена до +-180 градусов, при вращении самолета относительно продольной оси, а также на режимах разбега и пробега при скорости не менее 75 км/ч. Минимальная высота катапультирования при пикировании самолета с углом 30 градусов составляет 85 м, из положения перевернутого полета - 55 м (для скорости самолета 400 км/ч в обоих случаях). Максимальная перегрузка при аварийном покидании самолета составляет 18 единиц. Чтобы осуществить катапультирование, летчик вытягивает вверх сдвоенную рукоятку управления системой катапультирования, после чего автоматически срабатывают в определенной последовательности системы аварийного сброса откидной части фонаря, стреляющего механизма катапультного кресла и механизма ввода в действие спасательного парашюта. Защита летчика от возникающих при катапультировании перегрузок и воздействия скоростного напора воздуха обеспечивается высотным снаряжением летчика, принудительной фиксацией его в кресле, устойчивой стабилизацией кресла в процессе катапультирования, а при катапультировании на больших скоростях - дефлектором системы дополнительной защиты от воздушного потока.

Вроде пара лет с момента капремонта для музея, но краска уже облезает:-(((

Общий вид сзади...

Крупнее

Общий вид слева

Это тоже радиопрозрачные накладки?

Ниша уборки основных стоек.

Табличка с описанием самолета.

Перед фонарем датчики квантовой оптико-локационной станции (КОЛС).

Немного кабины.

ПВД

Фото 96.

Снова КОЛС

Эмблема 28 ИАП, а когда он там служил?

Общий вид от МиГ-21

И на фоне МиГ-29УБ


ЛТХ:
Модификация МиГ-29
Размах крыла, м 11.36
Длина самолета со штангой ПВД, м 17.32
Высота самолета, м 4.73
Площадь крыла, м2 38.06
Масса, кг
пустого самолета 10900
нормальная взлетная 15300
максимальная взлетная 18100
Топливо, л
внутренее 4300
ПТБ 1500
Тип двигателя 2 ТРДДФ РД-33
Тяга, кгс:
форсированная 2 х 8300
максимальная 2 х 5040
Максимальная скорость, км/ч.
на высоте 2450 (М=2,3)
у земли 1500
Практическая дальность, км.
на малой высоте 710
на большой высоте 1430
с ПТБ 2100
Максимальная скороподъемность, м/мин 19800
Практический потолок, м 18000
Макс. эксплуатационная перегрузка 9
Экипаж, чел 1
Вооружение:
одноствольная 30-мм пушка ГШ-301 (боекомплект
150 патронов)
боевая нагрузка - 2000 кг на шести подкрыльевых узлах
две ракеты средней дальности Р-27Р и
до 6 ракет ближнего воздушного боя Р-73 или Р-60М
бомбы 250- или 500кг, КМГУ
НАР 80 С-8 в блоках Б-8М1 и С-24Б

Несмотря на скептическое отношение к этому самолету, он зарекомендовал себя с наилучшей стороны. МиГ-29 был выпущен в большом количестве, и очень хорошо продавался за рубеж.
Бесспорно, МиГ-29 – один из самых удачных истребителей эпохи СССР. Уникальность его заключается в том, что он может летать при больших углах атаки. Для того чтобы поразить ракету, или резко уйти вверх, летчик может потянуть рычаги за пределы ограничителей, что недоступно западным аналогам истребителя.

Первый полет истребителя состоялся 6 октября 1977 г. С 1983 г. он стал поступать в строевые части.

Силовая установка МиГ-29 СМТ: два турбореактивных двухконтурных

В начале 70-х годов активно велась разработка новейших самолетов-истребителей, одной из них и был МиГ-29, который был создан конструкторским бюро им. А.И. Микояна. МиГ-29 стал четвертым поколением легких истребителей. На то время эта машина имела великолепные летные характеристики и не уступала по качеству ни одному истребителю мира.

История появления МиГ-29

Конструкторское бюро в начале 70-х годов приступило к разработке двух качественно новых истребителей, отличием между ними был вес самой машины. Проектируемый тяжелый истребитель имел название ТПФИ, а легкая модель имела название ЛПФИ. В итоге из этих проектных моделей вышли два великолепных истребителя. Из тяжелого ТПФИ вышел Су-27, а из легкой модели истребителя ЛПФИ получился МиГ-29.

Главной задачей конструкторов было создание нового и качественного истребителя, который не уступал бы в характеристиках американским аналогам серии F, а именно известным F-15 и F-16 . Перед новым самолетом были поставлены такие задачи: завоевание лидерства в воздухе над местом боевых действий, нанесение ударов с помощью неуправляемого оружия по наземным объектам. Но последнее задание могло осуществляться только при наличии отличных погодных условий.

Данное поколение истребителей было изготовлено не по старому принципу увеличения скорости и максимальному набору высоты. Эта модель самолета получила отличную маневренность в вертикальной плоскости, этого смогли достичь с помощью высокой тяги двигателей. По разработкам конструкторов новый истребитель должен был иметь два двигателя. Окончательная модель самолета, которая была запущена в производство, достаточно сильно отличалась от первых проектных моделей. Данный самолет по классификации КБ имел название «Изделие № 9» и очень отличался от предыдущих моделей МиГов. Параллельно с микояновцами к разработке похожего проекта пришли и конструкторы бюро Сухого, который получил название Су-27. Обе модели самолетов-истребителей конструировались на принципе интегральной компоновки.

Все конструкторские инновации придали изделию № 9 высокую маневренность, а мощные новые двигатели − высокую тяговооруженность, которая была на качественно новом уровне – 1,1. На сегодняшний день такая величина тяги самолета является очень высокой. МиГ-29 на данный момент является самым тяговооруженным истребителем на нашей планете. В свое время элитное пилотное подразделение «Стрижи», которое использовало этот истребитель, имело свою визитную карточку, а именно выполнение петли зразу же со взлета.

Конструкторские разработки и опыты

Пик конструирования и опытов нового истребителя припал на 1974-1977 года. До испытаний было допущено 19 новых опытных моделей, среди которых была и двухместная машина. Первый опытный образец под именем «9-01» был поднят в воздух летчиком-испытателем А.В. Федотовым в октябре 77 года. Модели «9-02» и «9-04» были предназначены для испытания характеристик и возможностей двигателей нового истребителя. К сожалению, оба прототипа разбились, но пилотам удалось вовремя катапультироваться и выжить.

Самолет под рабочим названием «9-03» стал прототипом истребителя МиГ-29. Остальные модели прототипов использовались для отработки и усовершенствования бортовых систем самолета. При испытаниях был установлен дефект недостаточной устойчивости самолета. Эту проблему решили установкой подфюзеляжных килей, а после на серийные модели, начиная с четвертой, эту проблему устраняли путем увеличения рулей направления, а кили уже не использовались. Конструкторским бюро было запланировано полное и комплексное испытание всех 19 прототипов, за это время данные самолеты совершили около 2 тысяч вылетов.

Полномасштабное производство самолета-истребителя МиГ-29 началось с 82 года на одном из старейших авиазаводов нашей страны, а именно на заводе «Знамя труда», который расположен в столице нашей страны. Окончательная комплектовка самолетов проходила в Луховицах, тут же производился и облет изготовленных машин.

С массового производства данная модель истребителей была снята в 1990 году, за эти 8 лет изготовления было выпущено более тысячи боевых машин, а 300 единиц было экспортировано в другие страны. Количество 29-х МиГов могло бы быть значительно больше, но в 90-х годах преимущество отдали лучшему, как считали конструкторы, самолету-истребителю Су-27. Несмотря на это, в 90-х и начале 2000-х годов продолжался выпуск МиГов, но небольшими партиями. За все время было сконструировано и выпущено в небо 1,5 тысяч МиГ-29.

Описание самолета-истребителя МиГ-29

Основным заданием нового поколения самолетов было эффективное уничтожение сил противника как в воздухе, так и на земле. Чтобы создать истребитель по таким требованиям, конструкторам пришлось применить новейшие разработки в сфере БРЭО, а также прибегнуть к использованию достижений в аэродинамике. Новый самолет имел новшества и в самом фюзеляже, поскольку он был выполнен из сплава алюминия и лития, а все клепаные соединения, как это было в предыдущих самолетах, были заменены на сварные швы.

Новые материалы, которые использовались при изготовлении истребителя, способствовали значительному снижению массы самолета. Также новый сплав и сварочные соединения позволили избежать соединений внахлест, что облегчило герметизацию отсеков с топливом. При создании МиГ-29 было принято решение для уменьшения заметности самолета на радарах. Для этого впервые использовались материалы, которые могли поглощать радиоволны.

Вносились новшества и коррективы также в аэродинамические характеристики нового истребителя. Крылья решили сделать более острыми, что позволило повысить качество управления самолетом даже на небольших скоростях. Также была изменена система, которая защищала двигатель от сторонних предметов. Изменениям подверглись и другие системы. Новшества состоялись в парашютно-тормозной системе и системе выпуска шасси.

Впервые в полной мере было решено использовать концепцию неустойчивости, которая может в будущем служить для улучшения маневренности самолета и дальности его полета. Это возможно было сделать за счет балансировочных потерь, которые возникают на крейсерской скорости. Для достижения улучшений самолет-истребитель был оснащен электродистанционной системой, с помощью которой можно было бы управлять самолетом.

Изменению и качественному улучшению планировалось подвергнуть вооружение и БРЭО. Летчики, которые впервые испытывали новый самолет-истребитель МиГ-29, отмечали, что машина очень маневренна и имеет отличную управляемость. Опытные испытатели считали, что это именно та боевая машина, которой не хватало нашей армии.

МиГ-29 имеет модификации, которые могли выполнять более конкретные миссии и задания. В 1988 году специально для авианосцев был спроектирован и изготовлен самолет-истребитель МиГ-29К, особенностью которого была возможность складывать крылья для компактного размещения самолета на борту корабля. Также эта модель была оснащена крюком и имела усиленное шасси для посадки на палубу корабля. Впервые самолет МиГ-29К совершил взлет с палубы авианосца в 1989 году.

Данный самолет-истребитель имеет большую популярность во многих странах мира за счет своей надежности и великолепных летных характеристик. На сегодняшний день данная модель самолета стоит на вооружении 25 стран мира, но наибольшее количество таких машин охраняет небо России.

Российская модель самолета-истребителя под названием МиГ-29 по многим параметрам превосходит зарубежные аналоги самолетов, даже славно известные американские самолеты модели F. Самым большим преимуществом является великолепная аэродинамика, самолет отличается малым радиусом на поворотах. Достоинством этой машины можно назвать большую угловую скорость при разворотах, она с легкостью может совершать маневры, которые проходят при больших перегрузках.

Самолет способен вести активный бой с использованием пушек, при этом выполнять активные маневры. МиГ-29 может выполнять перехват самолетов-разведчиков и ударных самолетов, даже тех, которые летят очень низко. Уникальностью данной модели самолета является также то, что он может производить взлет и отрыв от земли на одном рабочем двигателе, а уж потом в полете запускать второй. Такое преимущество очень хорошо экономит время, тем более во время боевых действий.

Боевой истребитель МиГ-29 применялся во множестве военных операций и зарекомендовал себя как отличный защитник неба.

МиГ-29 может маневрировать непосредственно рядом с воздушной целью, а его продольная ось, и его оружие, могут быть не направлено непосредственно на цель. С помощью нашлемного прицела или инфракрасной системы наведения, пилот выбирает цель находящейся вне оси полета.

Истребитель сконструирован так, что его можно за короткое время обслужить между вылетами. Взлетать и садиться он может на неподготовленные аэродромы, имеющие слаборазвитую инфраструктуру для обеспечения полетов.

Миг-29 фото

Хотя этот самолет и считается лучшим в мире истребителем, но у него, как и у любой машины есть свои недостатки. По концепции советского времени, имел место особый взгляд на роль истребительной авиации. Он выражался в возможности самолетов – истребителей как можно быстрее обнаружить и уничтожить цель, что ставит их в большую зависимость от наземных платформ раннего оповещения и наблюдения.

Хотя МиГ-29 и являлся самостоятельной боевой единицей при выполнении боевой задачи, но его БРЛС и дисплеи в кабине, не предоставляли летчику необходимой информации, и лишал его возможности самостоятельно оценивать ситуацию в воздухе.

Миг-29 схема

Вооружение МиГ-29 для ближнего боя считается почти идеальным, а вот средства поражения целей вне зоны видимости – посредственными. Еще один недостаток самолета - малый радиус действия и малая продолжительность полета. Эта проблема вытекала из-за того, что на нем стояли внутренние топливные баки малого объема, и он не мог нести боевое дежурство на больших расстояниях.

Миг-29 характеристики

• Экипаж ‑ 1 человек
• Максимальная скорость полета : у земли ‑ 1500 км/ч
• Максимальная скорость полета: на большой высоте ‑ 2400 км/ч
• Потолок практический ‑ 18000 м
• Скороподъемность ‑ 330 м/с
• Перегрузка эксплуатационная ‑ 9
• Дальность максимальная с одним подвесным топливным баком ‑ 2100 км
• Взлетная масса: нормальная ‑ 14750 кг
• Взлетная масса: максимальная ‑ 17720 кг
• Максимальная масса боевой нагрузки ‑ 3000 кг
• Длина самолета ‑ 17,32 м
• Высота самолета ‑ 4,73 м
• Размах крыла ‑ 11,36 м

Вооружение МиГ-29:

пушечная установка ТКБ-687 (пушка ГШ-301);

две управляемые ракеты класса «воздух - воздух» средней дальности;

управляемая ракета малой дальности

Р-73, или шесть единиц ракет Р-60 М.

В 1990-е годы был готов к выпуску новый дальний многоцелевой МиГ-29М, который по всем параметрам подходил для обнаружения и поражения целей на дальних расстояниях, но из-за недофинансирования все проекты КБ Микояна так и остались на бумаге.

Для истребителей МиГ-29 С дополнительно размещены шесть ракет Р-27 Т.

Предусмотрено использование неуправляемого вооружения: С-8 (40-80 ракет калибром 80 мм), или четыре ракеты С-24 Б (240 мм); свободнопадающие бомбы калибром 250, 500 кг.

Самолет МиГ-29 находится на вооружении во многих странах мира, в том числе в странах - бывших союзных республиках.

Миг-29 видео

1. Фотографии

2. Видео

3. История создания

Первые наработки, посвященные легкому фронтовому истребителю нового поколения, стартовали в конце 60-х годов. Примерно в то же время, Советский Союз узнал о том, что США создали истребитель, существенно превосходящий, все имеющиеся на тот момент отечественные истребители. Из-за этого перед ВВС стала необходимость в достаточно сбалансированном, высокотехнологическом самолете с хорошей поворотливостью. В 1969 году был открыт конкурс по разработке перспективного фронтового истребителя. Тактико-технические требования к будущему самолету были достаточно высокими и включали в себя возможность взлета/посадки на коротких, в том числе, малоподготовленных взлетно-посадочных полосах, большой радиус действия, скорость больше, чем у 2М, значительная поворотливость и наличие тяжелого вооружения. Над проектом по аэродинамике работал Центральный аэрогидродинамический институт вместе с Конструкторскими бюро Яковлева, Гуревича, Сухого и Микояна. Победило в конкурсе опытное конструкторское бюро «Миг».

В 1971 году очевидным стало то, что перспективные фронтовые истребители очень дороги, для того, чтобы покрыть необходимость Военно-Воздушными Силами исключительно ими. Из-за этого проект разделили на две части – тяжелый ПФИ (ТПФИ), и легкий (ЛПФИ). Работа над тяжелыми истребителями досталась Конструкторскому бюро Сухого, а легкими, с 1974 года, начал заниматься КБ Микояна. Первым ЛПФИ стал Продукт 9, впоследствии получивший обозначение МиГ-29А.

Из-за того, что два прототипа разбились в авариях, в серию истребитель был пущен лишь в 1982 году на заводе №30 «Знамя труда» (Москва). В следующем году первые МиГ-29Б прибыли на авиационную базу Кубинка. После того, как истребитель в 1984 году прошел госиспытания, им начали снабжать подразделения фронтовой авиации. Первые полки, в которых истребители вошли на вооружение, расположены в Ивано-Франковске и Кубинке. В начале 1985 года эти полки пришли к оперативной готовности на МиГ-29. Когда первые истребители поступили на вооружение, стало очевидно, как должны распределиться задачи между легкими и тяжелыми истребителями. Тяжелый имел более высокий радиус действия и был способен осуществлять воздушный глубокий поиск и ликвидировать самую лучшую авиатехнику NATO, а МиГ-29 занял место МиГ-23 в фронтовой авиации. МиГ-29 предназначалось дислоцировать у линии фронта и создавать локальное превосходство в воздушном пространстве наступающим частям моторизированной СА. Чтобы они могли использовать малоподготовленные и поврежденные взлетно-посадочные полосы, их снабдили защитными решетками воздухозаборников и прочными шасси. Также МиГ-29 служил в качестве сопровождающих самолетов для штурмовиков, защищая их от натовских истребителей. Еще им ставилась задача защищать наземные части, передвигающиеся с подразделениями.

МиГ-29 9-12 А и Б активно продавался зарубежным государствам в варианте, который не способен был доставлять ядерный заряд и имеющий не такую сильную авионику. Запад первый раз увидел МиГ-29 летом 1986 года, при демонстрации в Финляндии. Через два года истребитель представили во Фарнборо (Великобритания). Европейцы высоко оценили значительную подвижность и большие возможности истребителя, но заметили такой важный недостаток, как повышенную дымность двигателя РД-33. Но это не мешает ему качественно функционировать в маневровом бою, в то время, как бездымные моторы могут в таком бою даже заглохнуть.

До истечения 1991 года Московское авиационное производственное объединение им. П. В. Дементьева выпустило примерно 1200 одноместных истребителей МиГ-29. При этом еще примерно 200 «спарок» МиГ-29УБ были собраны на заводе в Нижнем Новгороде.

В настоящее время МиГ-29КУБ и МиГ-29К изготовляются в Луховицах на заводе РСК «МиГ».

4. Конструкция

В производстве истребителя использована аэродинамическая интегральная схема с двухкилевым оперением, низкорасположенным крылом и разнесенными двигателями. Планер изготовлен главным образом из стали и алюминиевых сплавов, а также из композитов и титана. Угол стреловидности крыла по передней кромке равняется 42 градуса, также на нем есть элероны, щелевые закрылки и отклоняемые носки. Кили обшиты углепластиковым волокном и имеют внешний «развал» в 6 градусов. Шасси является трехопорным, с передней двухколесной и основными одноколесными стойками. Стабилизатор дифференциально отклоняемый и цельноповоротный. Катапультное кресло – К-36ДМ.

Двигатели на истребителе ТРДДФ РД-33. Есть газотурбинный энергетический узел ГТДЭ-117 с мощностью 66,2 кВт. Когда защитные панели во время взлета/посадки закрывают регулируемые воздухозабоники, забор воздуха осуществляется посредством верхних пятисекционных входов. Топливная система включает в себя два крыльевых и пять фюзеляжных баков общей емкостью в 4540 и 4300 литров соответственно. Возможно применение подвески двух крыльевых подвесных топливных баков по 1150 литров и фюзеляжного подвесного топливного бака на 1500 литров.

На самолете есть системы ограничительных сигналов СОС-3М, автоматического управления САУ-451 и управления вооружением СУВ-29. Последняя включает в себя бортовую цифровую вычислительную машину Ц100 либо Ц101, либо радиолокационный прицельный комплекс РЛПК-29 (Н0-19 «Сапфир-29»).

В прицельно-навигационный оптико-электронный комплекс ОЭПрНК-29 (С-31) входят нашлемная система целеуказания «Щель-ЗУМ», оптико-локационная лазерная станция КОЛС, система управления оружием СУО-29, навигационная система СН-29, система индикации с фотоконтрольным прибором на лобовом стекле и бортовая цифровая вычислительная машина Ц-100.

Также на борту имеются аппаратура командной радиолинии управления Э502-20 «Бирюза», станция радиоэлектронных помех «Гардения-1ФУ», станция предупреждения облучения радиолокационной станции — СПО-15ЛМ «Берёза», система выброса ложных целей ППИ-26.

5. Модификации

• МиГ-29 (9-12) — фронтовой истребитель, дебютная модификация МиГ-29, выпущенная в серию
• МиГ-29 (9-12А) — модификация 9-12, предназначенная для поставки в государства Варшавского Договора, в ней были изменены характеристики в РЛПК-29. Снабжались ракетами Р-27Т1 и Р-27Р1, которые были несколько ухудшены по сравнению с базовыми модификациями.
• МиГ-29Б (9-12Б) — модификация 9-12, предназначенная для поставки в государства, не входящих во Варшавский Договор, в ней были изменены характеристики в системе управления вооружением. Снабжались ракетами Р-27Т1 и Р-27Р1, которые были несколько ухудшены по сравнению с базовыми модификациями.
• МиГ-29UPG (9-20) – модернизированный МиГ-29Б, предназначенный для Военно-воздушных сил Индии. В ее состав входит двигатели РД-33М-3, радиолокационная станция управления оружием «Жук-М2Э», нашлемная система целеуказания, навигационная инерциальная система, оптическая система ОЛС-УЭМ, новые радионавигационные системы, дополнительный надфюзеляжный конформный топливный бак, «стеклянная кабина» с многофункциональными жидкокристаллическими дисплеями и оборудование для дозаправки в воздухе. Также модификация будет дополнена ракетами Х-31А/П, Х-29Т/Л и Х-35. Первый прототип поднялся в воздух в начале 2011 года.
• МиГ-29 (9-13) — фронтовой истребитель. Возросла масса боевой нагрузки, появилась встроенная станция радиоэлектронной борьбы «Гардения» и стало возможным устанавливать подвески двух подкрыльевых подвесных топливных баков.
• МиГ-29С (9-13С) — модификация 9−13, снабжена ракетой Р-77(РВВ-АЕ). радиолокационная система дополнилась режимом одновременной атаки двух воздушных целей.
• МиГ-29СД – возрос ресурс и появилась возможность дозаправки в воздухе
• МиГ-29Н – модифицированный МиГ-29СД для поставки в Малайзию.
• МиГ-29СМ – модифицированный МиГ-29С. Появилась возможность применения высокоточного оружия «воздух-поверхность».
• МиГ-29СМТ (9-17, 9-18, 9-19) – одноместная модернизация
• МиГ-29СМ – разработка произведена в 1999 – 2004 годах. Первый раз в воздух поднялся осенью 1997 года
• МиГ-29К (9-31, 9-41) — палубный истребитель.
• МиГ-29КУБ (9-47) — палубный учебно-боевой истребитель.
• МиГ-29КВП — опытный самолёт, предназначенный для отработки аэрофинишерной посадки и трамплинного взлёта.
• МиГ-29УБ (9-51) — учебно-боевой истребитель. Снята радиолокационная станция.
• МиГ-29УБТ (9-52) – по конструкции схож с МиГ-29СМТ, но представляет собой модифицированный учебно-боевой самолет МиГ-29УБ.
• МиГ-29М ( , МиГ-29М1) (9-15) – многоцелевой одноместный истребитель поколения «4++». Увеличилась номенклатура бортового вооружения, боевая нагрузка и дальность полета.
• МиГ-29М2 – многоцелевой двухместный истребитель поколения «4++». Увеличилась номенклатура бортового вооружения, боевая нагрузка и дальность полета.
• МиГ-29М/ОВТ — опытный вариант, переделанный из одного из истребителей МиГ-29М. Особенность состоит в отклоняемом векторе тяги.
• МиГ-35 (9-61) — значительная модернизация МиГ-29М.
• МиГ-35Д (9-67) — двухместный вариант МиГ-35.
• МиГ-29AS – модернизированный МиГ-29 для поставки в Словакию. Снята система дозаправки и изменилось радиоэлектронное бортовое оборудование.
• МиГ-29МУ1 — модернизация МиГ-29 (9-13), произведенная в Украине. Возросла на 20% дальность обнаружения воздушных целей (от 45 км в задней полусфере до 100 км в передней). Система спутниковой навигации оснащена приемником, благодаря чему возросла дальность применения автоматизированных средств инструментальной посадки и точность навигационной системы. Ракеты для этого истребителя, Р-27ЭТ1 и Р-27ЭР1 обладают дальностью пуска до 95 км.
• МиГ-29БМ – модернизация, произведенная в Белоруссии. Дополнена спутниковой навигацией, средствами дозаправки топливом в воздухе и радиолокационной станцией для применения вооружения класса «воздух-земля». Включает в себя наибольшее количество компонентов по бюджетному принципу.
• MiG-29 Sniper – модернизация, принадлежащая Румынии. Вместе с этим государством над производством также работали Израиль и Германия. Истребитель обладает усовершенствованными боевыми характеристиками и бортовыми системами. Это сделано для того, чтобы отвечать стандартам NATO/ICAO. В первый раз он поднялся в воздух весной 2000 года, но программа в следующем году оказалась свернута.

6. Эксплуатация

6.1 Текущая ситуация

В настоящее время Военно-Воздушные Силы РФ пользуются 270 истребителями, а Военно-Морской Флот – 40 единицами.

В конце 2008 года в Забайкалье разбился один самолет, в результате его пилот погиб. Причиной этого инцидента оказалось разрушение хвостового оперения при чрезмерных перегрузках. В итоге использование истребителей на всей территории РФ приостановилось, со всех них было снято хвостовое оперение и доставлено на завод-производитель. Также в результате осмотра всех истребителей было выявлены расслоение материала и трещины в силовых элементах планеров, хотя их ресурс еще не истек. Через два месяца почти треть самолетов была вновь допущена к полетам. К ним относятся те, которые не подверглись коррозии.

Рассматривается возможность модернизации самолетов Московским авиационным производственным объединением «МиГ», чтобы можно было вернуть на службу самолеты с ликвидированными недостатками. Планер рассчитан на двадцать лет службы, либо на 2500 летных часов, по состоянию на 2009 год у некоторых планеров ресурс уже составляет свыше четверти века. В Военно-Воздушные Силы поставлены 34 новых истребителя из разорванного договора с Алжиром. В 2010 году состоялась последняя поставка из трех единиц, соответственно за 2008-2010 годы Военно-Воздушные Силы РФ пополнились 6 МиГ-29УБТ и 28 МиГ-29СМТ. Все они находятся в районе Курска.

В 2012 году Минобороны заказало 24 палубных истребителя МиГ-29К/КУБ. Поставка произойдет в 2012-2015 годах.

Весной 2014 года был подписан договор о поставке в Военно-Воздушные силы истребителей МиГ-29СМТ в количестве 16 единиц.

7. Боевое применение

• Война в Афганистане (1979-1989)
• Война в Персидском заливе (1991) – на стороне Ирака
• Конфликт в Приднестровье (1991-1992) – на стороне Молдовы
• Эфиопо-эритрейская война (1998-2000) – на стороне Эритреи
• Операция НАТО против Югославии (1999) – на стороне Югославии
• Каргильская война (1999) – на стороне Индии
• Война в Южной Осетии (2008)
• Конфликт в Дарфуре (с 2003) – на стороне Судана
• Гражданская война в Сирии (с 2011) – на стороне ВВС Сирии
• Вооружённый конфликт на востоке Украины (с 2014) – на стороне Украины
• Гражданская война в Йемене (1994)
• Первая чеченская война
• Один истребитель ВВС Кубы участвовал в инциденте в феврале 1996 года, когда были сбиты два легких самолета Сессна-337
• Два МиГ-29 Сирии сбили несколько F-15 Израиля летом 1989 года
• Возможно истребитель сбил грузинский беспилотник Гермес 450.

8. Тактико-технические характеристики

8.1 Технические характеристики

• Экипаж, чел.: 1-2
• Длина: 1732 см
• Размах крыла: 1136 см
• Высота: 473 см
• Площадь крыла: 38,06 м²
• Угол стреловидности крыла: 42°
• Масса, т.: пустой – 10,9; нормальная взлётная масса – 15,18; наибольшая – 18,48.

8.2 Двигатель

• Тип двигателя: двухконтурный турбореактивный с форсажной камерой (и управляемым вектором тяги на МиГ-35 и МиГ-29ОВТ)
• Модель: РД-33
• Тяга, кгс: на форсаже — 2 × 8300; наибольшая — 2 × 5040
• Общий вес двигателя, т.: 1,55
• Отклоняемый вектор тяги: для МиГ-35 и МиГ-29ОВТ с двигателями РД-133
• Углы отклонения вектора тяги: ±15° во всех направлениях
• Скорость отклонения вектора тяги: 60 °/с
• Двигатель способен включаться в полете
• Пять механиков могут демонтировать двигатель за один час.

8.3 Радиолокационная станция

• Радиолокационная станция способна сопровождать 10 воздушных целей и обстреливать самую опасную
• Наименьшая разница скоростей цели и истребителя — 150 км/ч
• Скорость цели, на которую ведется атака – 230-2500 км/ч
• Высота цели, на которую ведется атака — 30-23000 м
• Дальность обнаружения цели с ЭПР 3 м² в ППС на высоте свыше 3 км — 50-70 км
• Дальность обнаружения вертолёта (скорость более 180 км/ч) в ЗПС 23000 м, ППС - 17 км
• По данным на 2012 год – радиолокационная станция Н010 Жук разнообразных версий. 10-20 целей в одно и то же время на дальности до 80 км, обстрел 1-2.

8.4 Лётные характеристики

• Наибольшая скорость: на высоте — 2450 км/ч (М=2,3); у земли — 1500 км/ч (М=1,26)
• Крейсерская скорость: 850 км/ч (М=0,8)
• Практическая дальность: с двумя подвесными топливными баками — 2100 км; со 100 % топлива: 1430 км
• Продолжительность полёта: до 150 мин.
• Практический потолок: 18 км
• Тяговооружённость, кгс/кг: при наибольшей взлётной массе — 0,92; при нормальной — 1,09
• Нагрузка на крыло, кг/м²: при наибольшей взлетной массе – 476; при нормальной — 399
• Наибольшая эксплуатационная перегрузка: +9 G.

8.5 Вооружение

• Пушечное: авиационная пушка калибра 30 мм, ГШ-30-1, 150 снарядов
• Узлов подвески вооружения: 7
• Подвесное вооружение: Р-73; Р-77; бортовой комплекс обороны Талисман; Б-8М1; КМГУ-2; С-24Б; ФАБ-500М62; Р-60М; ОФАБ-250-270; Р-27Р1; ЗБ-5000.

Facebook

Twitter

Вконтакте

Одноклассники

Google+