Су-27.

Су-33.

Су-33КУБ.

МиГ-31.

Т-4 «Сотка».

Су-25

ТУ-95М

МиГ-25П

Су-27.

Су-27 – одноместный, двухдвигательный реактивный истребитель четвёртого поколения.

Современная аэродинамическая компоновка, высокая тяговооружённость благодаря мощным и экономичным двигателям, большой запас топлива, большой диапазон высот и скоростей полёта, высокоэффективный комплекс радиоэлектронного оборудования, современное управляемое ракетное вооружение обеспечивают его высокую эффективность,как в ближнем манёвренном бою, так и при дальнем перехвате воздушных целей.Начало разработки самолёта относится к 1969 г.Первый полёт опытного самолёта Т-10-1 состоялся 20 мая 1977 г.(лётчик В.С.Ильюшин) .С 1977 г . по 1982 г. построено 11 опытных самолётов Т-10.В процессе испытаний выяснилось, что его ТТХ выше , чем ТТХ самолёта F-15.В тоже время Т-10 не отвечал ряду ряду пунктов Т3 из-за прневышения массы оборудования, слишком высокого удельного расхода топлива и других недостатков.Началась реализация нового проекта, который получил обзначение Т-10С или Су-27.Новый самолёт был по размерам меньше своего предшественника, был более совершеный по аэродинамике и компоновке. Первый опытный полёт новой машины состоялся 20 апреля 1981г.Тогда его пилотировал В.С.Ильюшин

Самолёты серийно строятся в Комсомольске-на-Амуре с 1982г.В 1991 г. ВВС приняло решение развивать Су-27, как базовый самолёт, на его основе делать и разведчик, и истебитель-бомбардировщик и постановщик помех, всепогодный перехватчик и т.д.

Известны следующие модификации самолёта Су-27:

Су-27П- Одноместный истебитель-перехватчик для войск ПВО страны.

Су-27ИБ-двухместный истребитель-бомбардировщик.

Су-27К(Су-33)-одноместный корабельный истребитель, предназначенный для обороны кораблей ВМФ от средств воздушного нападения противника.

Су-27ПУ(Су-30)-двухместный самолёт наведения и целеуказания.Способен осуществлять одновременное наведение 4-х перехватчиков Су-27.С 1992 г. серийно производится в г. Комсомольске-на-Амуре.

Су-27УБ(Т-10У)-двухместный учебно-боевой истребитель, предназначенный для переподготовки лётчиков на Су-27. Сохраняет все боевые возможности Су-27.Серий но строится в Иркутске с 1986 г.

Су-27Уп-серийный учебно патрульный самолёт для ПВО с системой дозаправки топливом в воздухе.

П-42-рекодный вариант перехватчикаСу-27. В 1986-1989 годах нём установлено 27 мировых рекордов скороподъёмности и высоты горизонтального полёта.Отличается установкой других двигателей и значительно облегчённой конструкцией(взлётная масса П-42 составляет 14100 кг)

Т-10-24-опытный самолёт с ПГО. Создан в 1985 г. , в 1989 г.оборудован осесимметричным ТРДДФ с отклоняемым вектором тяги,позже-плоским поворотным соплом на одном из двигателей .

Су27М(Су-35)-многоцелевой истребитель.

Су-27 выполнен по нормальной балансировочной схеме с плавным сопряжением крыла и фюзеляжа, образующих единый несущий корпус.Конструкция цельнометаллическая с широким приминением титановых сплавов.Крыло среднерасположенное трапециевидное.Удлинёные корневые наплывы крыла предназначены для компенсации смещения назад фокуса при переходе на сверхзвук, а также для создания вихрей, повышающих эффективность поверхностей стабилизации и управления самолётом.Фюзеляж типа полумонок , с круговым поперечным сечением, резко уменьшающимся за кабиной лётчика.Носовая часть отклонена вниз.Кабина герметическая,фонарь двухсекционный, состоит из неподвижного козырька и открывающейся вверх-назад сбрасываемой части.Лётчик распологается на катапультируемом кресле К-36ДМ, обеспечивающем аварийное покидание самолёта во всех диапазонах высот и скоростей полёта. В средней части фюзеляжа размещены основные топливные баки-отсеки.Используется тормозной щиток(2,6м2, угол отклонения 54 град),расположенный на верхней части фюзеляжа.Хвостовая часть фюзеляжа состоит из 2-х мотоотсеков двигателей, хвостовых балок и центральной балки.Стабилизатор низкорасположенный цельноповоротный, управляемый с помощью ЭДСУ.Вертикальное оперение двухкилевое, с рулями направления.Шасси трёхопорное, с одноколёсными стойками, убирающимися вперёд по полёту.Носовая стойка убирается в отсек под кабиной вперёд , а основные опоры- в центроплан крыла с разворотом.

Имеет 2 двигателя ТРДД АЛ-31Ф,разработанные в ОКБ им. А.М.Люльки(форс. тяга 2x12500 кгс, нефорс. тяга 2х7600 кгс).Расход воздуха 110кг/с.Масса 1533 кг, диаметр входа 0,91 м, максимальный диаметр 1,22 м , длина 4,95 м.Устойчиво работает на режимах глубокого воздухозаборника на числах M=2 в условиях плоского, прямого и перевёрнутого штопора.Системы ликвидации помпажа, автоматического запуска в полёте,встречного запуска основной и форсажной камер обеспечивают надёжность силовой установки при применении бортового оружия. Воздухозаборники регулируемые, размещены под наплывами крыла, снабжены убирающейся защитной сеткой. Общая ёмкость топливных баков-12000л,что обеспечивает большую дальность беспосадочного полёта.

Используется автоматическая система ограничения допустимого угла атаки(30-35 град) и предельной нормальной перегрузки в процесе пилотирования для предотващения выхода самолёта на закритические режимы.

Пневматическая система используется в качестве аварийной для выпуска шасси.

РЛС способна осуществлять поиск и сопровождение до 10 воздушных целей в свободном пространстве и на фоне земли, обеспечивает одновременное сопровождениедо 10 целей на проходе и одновременный пуск УР по2-м целям.Дальность обнаружения целей около240 км, дальность сопровождения- 185км, диаметр антенны РЛС 1,0м.

ОЛС 36Ш выполняет поиск и сопровождение целей в простых метеоусловиях с большей точностью при лучшей помехозащищённости.Дальность обнаружения в задней полусфере 50 км, а передней-15км.

Нашлемная система позволяет производить целеуказание системам самонаведения ракет и сканирующему устройству ОЛС путём поворота головы лётчика в направлении той части пространства, где ожидается появление цели.

Комплекс РЭБ включает станцию предупреждения о радиолокационном облучении”Берёза”, станцию активных помех “Собция-С”.

Су-27 имеет 10 пилонов для размещения вооружения классов “воздух-воздух” и “воздух-земля”.А также встроенную пушку ГШ-301(30мм, 1500выств./мин, 150 патронов).Может устанавливаться до 6 УР средней дальности Р-27, до 4-х УР малой дальности (до30 км) Р-73 с тепловым ГСН.

ТТХ.

Экипаж: 1 чел.

Длина, м: 21,94

Высота, м: 5,93

Размах крыльев, м: 14,7

Площадь крыла, м2: 62,0

Вес пустого, кг: 16380

Нормальный вес, кг: 23000

Максимальный вес, кг: 30000

Макс. вес топлива, кг: 9400

Расход топлива:на макс. бесфорс. тяге-190кг/мин

на макс. Форс. тяге- 800кг/мин

Практический потолок, м: 18500

Взлётная скорость, км/ч: 270

Посадочная скорость, км/ч: 234

Макс число Маха над ур. моря: 1,1(1400 км/ч)

Макс число Маха на высоте: 2,35(2500 км/ч)

Критический угол атаки:33 град

Предельный угол атаки:27,5 град

Макс. дальность полёта:3900 км

Длина разбега: 500-700м

Длина пробега:620-700м

Максимальная перегрузка: 9 g

Макс нагрузка на крыло, кг/м2: 532,3

Макс нагрузка на ед. мощности, кг/кН: 134,6

Макс скороподъёмность, м/с: 325

Дальность без ПТБ, км: 3680

Вооружение: ГШ-301, 6000 кг на 10 пилонах.

В начало

Су-33.

В ОКБ П.О.Сухого начиная с середины 70-х годов велись работы по теме корабельного самолета на базе Су-27, носившего еще заводское обозначение Т-10. Планировалось создание самолета, оснащенного базовым комплексом БРЭО и доработанного для выполнения катапультного взлета и посадки на аэрофинишеры (АФ). Параллельно осуществлялись работы по корабельному варианту штурмовика Су-25. В 1978 году был выполнен технический проект по Су-27КИ, но работы приостановили из-за переноса сроков по авианесущему кораблю проекта 1153. К теме вновь вернулись только в начале 80-х, когда руководство страны приняло решение о строительстве на Черноморском судостроительном заводе (ЧСЗ) в г.Николаеве авианесущего крейсера по проекту 1143.5.

Поскольку при разработке стартовой катапульты для ТАвКр проекта 1153 конструкторы столкнулись с рядом технических трудностей, что замедлило внедрение этого безусловно сложного устройства, в качестве альтернативного варианта взлета с палубы рассматривался трамплин. В 1980-1982 гг. ЦНИИ МО совместно с ЛИИ и ОКБ Сухого провели комплексные исследования по проблеме взлета с него маневренных самолетов с большой тяговооруженностью.

По техническому заданию ЦАГИ и ОКБ Сухого Невское проектно-конструкторское бюро Министерства судостроительной промышленности спроектировало трамплин Т-1 высотой 5 м, длиной 60 м и шириной 30 м; угол схода составлял 8,5°. В качестве образующей профиля трамплина выбрали дугу окружности.

Строительство Т-1 на аэродроме Новофедоровка (неподалеку от г.Саки) в Крыму осуществлял ЧСЗ. Комплекс для наземной отработки взлета и посадки самолетов на палубу корабля получил наименование НИТКА. Кроме трамплина на НИТКА были установлены имитаторы задержников - устройств, препятствующих страгиванию самолета до выведения двигателей на взлетный режим тяги, а также тросовый АФ “Светлана-2”, созданный специалистами Пролетарского завода в Ленинграде.

Для повышения надежности и безопасности посадки днем и ночью в простых и сложных метеоусловиях разработали специальные системы, прошедшие полный цикл испытаний на НИТКА, были смонтированы три аналога корабельных систем посадки. Радиотехнический комплекс “Резистор” обеспечивал заход на посадку в автоматическом, полуавтоматическом и директорном режимах днем и ночью в любых метеоусловиях, а оптические системы “Луна-3” и “Глиссада-Н” - только визуальную посадку днем и ночью.

Летным исследованиям предшествовала отработка методики взлета с трамплина на стендах-тренажерах ОКБ Сухого и подготовительные натурные эксперименты. Работы на НИТКА начались летом 1982 года. В них принимали участие коллективы ОКБ им. Сухого, ОКБ им. Микояна, ЛИИ им. Громова и др. На первом этапе отрабатывалась методика взлета. От ОКБ Сухого в испытаниях принимали участие летчики-испытатели Н.Садовников и В.Пугачев на Т-10-3 - третьем опытном экземпляре Су-27. Эта машина по аэродинамике аналогична Т-10-1, однако вместо двигателей АЛ-21Ф-3АИ на ней уже были установлены первые экземпляры новых ТРДД АЛ-31Ф, имевших еще нижнее расположение коробки агрегатов.

24 июля 1982 года Н.Садовников выполнил на Т-10-3 первую пробежку с задержников, а первый взлет с трамплина Т-1 осуществил 21 августа 1982 года на МиГ-29 летчик-испытатель ОКБ им. Микояна А.Фастовец. Его самолет имел взлетную массу 12000 кг, дистанция разбега составила 250 м, скорость схода - 240 км/ч. 27 августа Садовников выполнил на Т-10-3 первый взлет с задержников, а 28 августа поднял его с трамплина. В этом полете разбег не превысил 230 м, скорость схода - 232 км/ч; стартовая масса самолета составила 18200 кг. 9 сентября взлет с трамплина совершил В.Пугачев.

В ходе первого этапа испытаний на Т-10-3 были достигнуты следующие показатели при взлете с трамплина (в скобках даны аналогичные параметры для МиГ-29): разбег - 142 м (150) и скорость схода - 178 км/ч (180) при стартовой массе самолета 18000 кг (14500), максимальная взлетная масса - 22000 кг. Всего за период с 20 августа по 17 сентября 1982 года на самолете Т-10-3 было выполнено 27 взлетов, в том числе 4 - с задержников и 17 - с трамплина, в которых помимо Н.Садовникова и В.Пугачева участвовали летчики-испытатели А.Исаков (от ОКБ Сухого) и В.Гордиенко (от ЛИИ).

Летом 1983 года на НИТКА приступили к испытаниям по посадке самолетов с использованием АФ “Светлана-2”. Программа летных испытаний Т-10-3 была завершена, и его переоборудовали для отработки наездов на тросы АФ и изучения нагрузок, действующих на самолет при торможении. Первые рулежки 11 августа 1983 года выполнил Н.Садовников. В испытаниях принимали участие В.Пугачев и И.Вотинцев. Всего с 12 июля по 27 октября 1983 года на комплексе выполнено 174 торможения (81 симметричный зацеп) на самолетах Т-10-3, МиГ-29 и МиГ-27 с использованием АФ “Светлана-2”. Для отработки возможных вариантов зацепа пробежки выполняли также со смещением относительно продольной оси полосы до 5 м и с углами до 5°. В акте по результатам испытаний отмечалось, что АФ обеспечивает торможение самолетов массой от 11000 до 26000 кг со скоростью от 180 до 240 км/ч и продольной перегрузкой до 4,5g.

В 1982 году выполнялся также взлет с трамплина Т-1 штурмовика Су-25. В испытаниях использовался опытный самолет Т8-4, на котором с июля по сентябрь было выполнено 36 полетов. По результатам испытаний был дан положительный отзыв. В дальнейшем на базе Су-25 был довольно быстро создан и отработан учебно-тренировочный вариант - Су-25УТГ.

Итак, исследования показали, что трамплин позволяет обеспечить взлет боевых самолетов с корабля без применения катапульты. Полученные данные были использованы Невским ПКБ при проектировании корабельного варианта трамплина. Новый трамплин - Т-2, - построенный ЧСЗ на месте демонтированного Т-1, имел следующие параметры: длина - 53,5 м, высота - 5,6 м, ширина схода - 17,5 м, угол схода - 14°.

Его поверхность была образована кривой третьего порядка. Кроме того, завод смонтировал на комплексе и блок посадочных АФ (БС-2), аналогичных установленным на ТАвКр “Тбилиси” (сейчас “Адмирал флота Советского Союза Кузнецов”).

Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 18 апреля 1984 года ОКБ Сухого было поручено разработать самолет Су-27К корабельного базирования с нормальным взлетом и посадкой, а в феврале 1985 года главнокомандующими ВВС и ВМФ утвержден его технический проект. Работы проводились под руководством главного конструктора К.Марбашева. Общее руководство программой осуществлял генеральный конструктор М.П.Симонов. Для отработки элементов конструкции и технических средств нового самолета в 1984 году в г.Саки начался новый этап летных исследований и испытаний. Для этих целей на опытном производстве в ОКБ был модернизирован серийный Су-27. Доработанный для испытаний по теме самолета корабельного базирования, он получил индекс Т-10-25. На нем было усилено шасси, установлены посадочный гак и флаперон увеличенной площади, а также изменен наклон спинки кресла пилота. Кроме того, предусматривалась установка системы дозаправки топливом в воздухе. Чтобы установить гак, пришлось доработать ХЧФ, усилив ее и сделав дно среднего отсека между мотогондолами плоским. На самолете усилили шасси, так как вертикальные перегрузки при посадке на палубу значительно превышают таковые при нормальной посадке. Кроме того, установлен комплект бортовой аппаратуры и приемная антенна радиотехнической системы “Резистор”, обеспечивающей заход на посадку на блок аэрофинишеров по радиолучу днем и ночью в любых метеоусловиях.

В августе основные работы проходили на блоке посадочных аэрофинишеров БС-2: выполнялись рулежки с зацепом и посадки без выравнивания с уходом на второй круг, в том числе в автоматическом режиме. Первую посадку на БС-2 с зацеплением троса АФ Ф-2 по системе оптической посадки “Луна-3” 30 августа 1984 года выполнил В.Пугачев, а вслед за ним в тот же день Н.Садовников. Первый взлет с нового трамплина 25 сентября 1984 года выполнил Н.Садовников. Всего же с августа по октябрь 1984 года ими было выполнено 160 заходов на посадку без выравнивания с касанием БС-2 и уходом на второй круг, из них 44 - в автоматическом режиме; 9 посадок на БС-2 с зацеплением Ф-2 и 16 взлетов с Т-2. В том же году самолет Т-10-25 был потерян при аварии (11 ноября, во время испытательного полета в Ахтубинске, произошло разрушение трубопровода гидросистемы управления рулем направления, и Садовников был вынужден катапультироваться из перевернутого положения на высоте около 1000 м). В 1986 году к испытаниям на НИТКА были подключены еще две машины: Т-10-24 и Т-10У-2 (второй опытный Су-27УБ). На Т-10-24, испытания которого начались еще в мае 1985 года, впервые было установлено ПГО, для чего была доработана наплывная часть центроплана. Заводской этап испытаний нового самолета выполнили весной-летом, а в сентябре начались испытания по изучению влияния ПГО на динамику взлета с Т-2. По этой программе успели выполнить всего шесть полетов (20 января 1987 года этот самолет тоже был потерян в аварии, летчик-испытатель ГНИКИ ВВС А.Пучков катапультировался). Результаты испытаний показали, что установка ПГО позволяет повысить несущие свойства самолета и получить схему “интегральный неустойчивый триплан”. Впоследствии ПГО было применено на многих последующих модификациях Су-27.

Двухместный самолет Т-10У-2 также был доработан: на нем установили систему дозаправки топливом в воздухе (самолет получил дополнительную возможность дозаправлять другие самолеты при помощи УПАЗ) и посадочный гак. В марте-апреле 1987 года на Т-10У-2 проводились летные испытания по исследованию возможности выполнения захода на посадку и посадки с использованием ОСП “Глиссада-Н” в ночное время. Всего за это время летчики-испытатели Н.Садовников, В.Пугачев, И.Вотинцев, Е.Липилин и А.Иванов выполнили 12 полетов.

Опытный экземпляр нового корабельного самолета - Т-10К-1 - поднялся в воздух 17 августа 1987 года. Пилотировал его В.Пугачев. Машина была построена на опытном производстве ОКБ с использованием ряда агрегатов, собранных на серийном заводе. По конструкции самолет практически полностью соответствовал облику серийного Су-27К, за исключением обводов наплыва. На самолете были установлены ПГО, новое усиленное шасси с телескопической передней опорой, посадочный гак и система дозаправки топливом в воздухе с выдвижной штангой. Кроме того, был доработан комплекс БРЭО, установлена новая ЭСДУ, обеспечившая автоматическое управление по всем трем каналам, в отличие от одного на Су-27. Появление системы дозаправки с убираемой штангой по левому борту потребовало сместить оптический блок ОЛС вправо.

22 декабря 1987 года Н.Садовников поднял в воздух второй опытный экземпляр Су-27К - Т-10К-2 (так же как и Т-10К-1, он был собран в Москве с использованием отдельных агрегатов серийных машин). Летом следующего года на Т-10К-1 установили первый комплект крыльев, спроектированных для корабельных самолетов. В дополнение к отклоняемому носку механизации подверглась вся задняя кромка: флапероны сместили к законцовкам, а большую часть размаха заняли закрылки. Одной из причин, вызвавших задержку изготовления нового крыла, было изменение его конструкции, связанное с переносом места складывания ближе к фюзеляжу. Это было обусловлено тем, что в рамках конкурентной борьбы “за место на палубе” потребовалось разместить на корабле Су-27К в количестве не меньшем, чем МиГ-29К. Для этого пришлось дополнительно разрезать закрылок и носок крыла и ввести складывание стабилизатора. Испытания начались 25 августа 1988 года, а 28 сентября при полете с имитацией отказа одной из гидросистем, произошла авария первого Т-10К-1. Садовникову пришлось катапультироваться, а сам самолет был потерян. После этого вся основная нагрузка первого этапа заводских испытаний легла на один оставшийся опытный Су-27К - Т-10К-2, в течение года после этого на нем было выполнено более 300 работ. К тому времени в Комсомольске-на-Амуре уже полным ходом шла подготовка к серийному производству корабельного варианта Су-27.

По программе подготовки к посадке на корабль в 1988 году лечики-испытатели ОКБ Сухого и НИИ ВВС на строевых самолетах Су-27 выполняли полеты с имитацией захода на палубу авианесущего крейсера “Баку” (ныне ТАвКр “Адмирал флота Советского Союза Горшков”). При этом проверялись возможность захода на посадку по ОСП, расположенной на корабле, и работа БРЭО самолета в электромагнитных полях корабельных радиотехнических средств.

Осенью 1989 года началась подготовка к посадке на палубу, и 1 ноября В.Пугачев совершил на самолете Т-10К-2 первую в истории отечественного флота и авиации посадку на корабль “по-самолетному”. После этого события приказом самолету было дано обозначение Су-33, а К.Марбашев, который с начала 80-х годов вел тему Т-10К, был назначен главным конструктором корабельной авиации в ОКБ Сухого.

Первый серийный самолет был закончен производством в начале 1990-го и облетан И.Вотинцевым на серийном заводе 17 февраля, после чего его перегнали для доработок в ОКБ. Этой машине было присвоено обозначение Т-10К-3. В течение года была выпущена установочная партия (семь машин, заводские обозначения - от Т-10К-3 до Т-10К-9); часть из них вместе с опытной машиной Т-10К-2 успела принять участие в заключительном этапе заводских испытаний самолета.

С марта 1991 года официально начались государственные испытания. К тому времени все работы были перенесены в Крымский филиал НИИ ВВС, на аэродромы в Кировском и Саки, и к лету 1991-го здесь были сосредоточены все имевшиеся самолеты.

Темп работ был очень высоким. Параллельно отрабатывались практически все пункты программы испытаний. Одновременно по учебным программам выполняли ввод в строй военных летчиков. При выполнении одного из таких полетов, 11 июля 1991 года, произошла авария на самолете Т-10К-8, пилотируемом Т.Апакидзе: из-за отказа ЭСДУ он был вынужден покинуть машину. Тем не менее программа испытаний выполнялась довольно успешно, и к ноябрю было выполнено около 80 полетов по программе госиспытаний и подготовлены два строевых летчика - Т.Апакидзе (совершил первую самостоятельную посадку на ТАвКр 26 сентября) и Н.Яковлев (27 сентября), а 20 сентября 1991 года на Т-10К-4 В.Пугачев выполнил первую автоматическую посадку на блок БС-2 комплекса. В конце 1991 года в связи с неясностью политической обстановки работы замедлились. Вскоре ТАвКр “Адмирал флота Советского Союза Кузнецов” перебазировали в Североморск, самолеты же, за исключением Т-10К-7, перегнали в Москву. В связи с потерей освоенной испытательной базы в Крыму госиспытания завершились лишь в конце 1994-го.

Первый показ Су-33 широкой публике состоялся 18 августа 1991 г. во время празднования Дня авиации в г.Жуковский. Серийные корабельные самолеты внешне мало отличаются от опытных. Можно выделить измененное расположение блоков устройства выброса пассивных помех и радиопрозрачную законцовку вертикального оперения меньшей высоты. Последнее объясняется тем, что было необходимо обеспечить зазор между самолетом и проемом “ворот” ангарной палубы корабля. С 1992 года осуществляется серийное производство Су-33 на КнААПО. Первые четыре серийные машины в конце марта 1993 года совершили перелет в Североморск, а в апреле были приняты в эксплуатацию. К моменту окончания госиспытаний Су-33 в строю находились уже 24 боевые машины и полк корабельных истребителей авиации СФ был практически полностью укомплектован. 31 августа 1998 г. указом Президента РФ палубный истребитель ОКБ им. П.О.Сухого Су-33 был принят на вооружение авиации ВМФ.

Су-33 способен обеспечивать боевые действия других видов авиации ВМФ: корабельной, морской ракетоносной, противолодочной, радиолокационного дозора и так далее. Он также может уничтожать противолодочные самолёты противника в районах развёртывания боевых действий подводных лодок, самолёты-разведчики и самолёты дальнего радиолокационного обнаружения, КР, беспилотные летательные аппараты палубного и берегового базирования; вести воздушную техническую разведку и осуществлять постановку морских мин.

Су-33 оснащен системой управления вооружением с усовершенствованной импульсно-доплеровской БРЛС, обеспечивающей поиск и сопровождение воздушных целей на фоне земли или воды. Обеспечивается сопровождение на проходе до 10 целей и одновременный пуск ракет по нескольким целям. Как и Су-27, палубный истребитель имеет оптоэлектронный локатор (теплопеленгатор и лазерный дальномер), скомплексированный с нашлемной системой целеуказания (оптическая головка локатора для улучшения обзора летчика смещена вправо).

На борту имеется оборонительная система радиоэлектронной разведки “Береза”, информирующая летчика об облучении самолета радарами противника. Для постановки активных помех может использоваться оборудование РЭБ в контейнерах, расположенных на законцовках крыла.

Специальная система навигации обеспечивает полет над морем и сушей в любых географических условиях, точный выход самолета к своему кораблю и автоматизированную посадку на палубу авианосца.

В кабине летчика вместо индикатора прямой видимости установлен многофункциональный индикатор на ЭЛТ, на который может быть выведена навигационная, тактическая и прицельная информация, а также результаты контроля бортовых систем самолета.

Су-33 - самый мощный и дальнобойный в мире истребитель корабельного базирования. Его тактический радиус - более 1000 км; бомбовая нагрузка - 6.5 тонны. На удалении 250 километров от своего авианосца он способен барражировать в заданной зоне, выполняя задачи ПВО и ПРО свыше двух с половиной часов.

ТТХ.

Год принятия на вооружение - 1993
Размах крыла - 14,7 м
Длина самолета - 21,19 м
Высота самолета - 5,63 м
Площадь крыла - 62 кв.м
Масса, кг:
- пустого самолета - 16000
- нормальная взлетная - 22500
- максимальная взлетная - 32000
Масса топлива - 9400 кг
Тип двигателя - 2 ТРДД АЛ-31Ф
Максимальная тяга:
- бесфорсажная - 2 х 7600 кгс
- форсажная - 2 х 12500 кгс
Максимальная скорость, км/ч:
- у земли - 1400
- на большой высоте - 2300
Практический потолок - 17000 м
Практическая дальность - 3000 км
Длина разбега - 650-700 м
Длина пробега - 620-700 м
Макс. эксплуатационная перегрузка - 9
Экипаж - 1 чел

Вооружение: пушка ГШ-301 (30 мм, 250 патронов); до 12 УР класса “воздух—воздух”, в том числе ракеты увеличенной дальности Р-27ЭР и Р-27ЭТ; УР средней дальности РВВ-АЕ, Р-27Р и Р-27Т, а также малой Р-73.

В начало

Су-33КУБ.

29 апреля 1999 года произошло внешне малопримечательное событие - совершил первый полет первый опытный экземпляр нового корабельного учебно-боевого самолета Су-33КУБ. Казалось бы, вполне заурядный факт: новые модификации в семействе Су-27 появляются каждые два-три года. Однако создание этого самолета означало, что надежды США на возврат мирового лидерства в области аэродинамики и "истребителестроения" не оправдались. Су-33КУБ безусловно является новым важным этапом в развитии отечественной истребительной авиации. По сравнению с лучшим в аэродинамическом отношении современным серийным истребителем Су-27 аэродинамические характеристики новой машины резко продвинулись вперед. Аэродинамическое качество Су-33КУБ возросло более чем на 10%. Это достигнуто, в первую очередь, за счет применения "интеллектуального" адаптивного крыла с гибким носком. Элластичная обшивка носка, в которой отсутствуют ранее неизбежные щели, обеспечивает плавность формы и позволяет, в сочетании с отклонением флаперонов, постоянно оптимизировать профиль крыла в соответствии с конкретным полетным режимом, а также полностью устраняет перетекание воздуха с нижней поверхности на верхнюю.

Крыло Су-33КУБ имеет несколько больший размах, чем у Су-33. Соответственно, немного возросла и площадь крыла. В результате внедрения аэродинамических новшеств самолет приобрел высочайшую топливную эффективность.

Истребитель оснащен усовершенствованным вариантом – "морского" двигателя АЛ-31Ф, получившего систему управления вектором тяги. Цифровая система дистанционного управления теперь контролирует работу не только аэродинамических поверхностей - (ПГО, хвостового оперения, флаперонов, носка и закрылков), но и двигателей. При этом обеспечиваются минимальные потери на балансировку и увеличивается подъемная сила (в формировании которой теперь участвует не только крыло, но и горизонтальное оперение).

Для Су-33КУБ создан и уже проходит испытания уникальный отечественный цифровой процессор с быстродействием в десятки миллиардов операций в секунду. Применение новой архитектуры и современной элементной базы позволило, по сравнению с серийным Су-33, снизить в несколько раз массу БРЭО при увеличении возможностей бортового комплекса. Многоканальный информационный комплекс Су-33КУБ будет обеспечивать экипажу круговувую информацию о воздушной обстановке. Для истребителя создается полностью твердотельная бортовая радиолокационная станция с фазированной антенной решеткой. Применение суперпроцессора обеспечило БРЛС чрезвычайно высокую разрешающую способность и позволило упростить конструкцию.

Однако работа радиолокационной станции на излучение для боевого самолета нового поколения должно сводится к минимуму, что обусловлено требованиями скрытности. Для получения информации о противнике на Су-33КУБ используются тепловизионный и низкоуровневый телевизионный каналы, дополненные лазерным дальномером.

Су-33КУБ будет оснащаться полностью автономной навигационной системой повышенной точности.

Экипаж самолета состоит из двух человек, кресла которых размещены бок-о-бок (как на Су-24 или Су-27ИБ). Это обеспечивает хорошее взаимодействие летчиков в полете, возможность их непосредственного контакта между собой. Кроме того, оптическая система захода на посадку на палубу авианосца (как у нас, так и у американцев) накладывает жесткие ограничения на положение глаз летчика при нахождении самолета на глиссаде. Однако при тандемном размещении экипажа пилот в задней кабине помещен несколько выше переднего летчика, что затрудняет использование оптической посадочной системы.

При создании Су-33КУБ огромное внимание было уделено отработке информационно-управляющего поля кабины экипажа. На новом самолете реализован принцип "темной кабины" - если система не отказывает, она ничем не должна напоминать о себе летчику. Сведено к минимуму и число управляющих органов. На Су-33КУБ экипаж не управляет собственно самолетом (как солдат не управляет работой механизма своего "Калашникова", а лишь выбирает цель и нажимает на спусковой крючок), он полностью нацелен на решение боевой задачи. Работа по рутинному "управлению" возложена на электронные "мозги" истребителя.

В настоящее время еще рано утверждать с полной определенностью, какое расположение ручки управления самолетом - центральное или боковое - лучше. Поэтому конструкторы предусмотрели возможность установки обеих РУС. Время покажет, какая из них окончательно "приживется".

На общей приборной доске в кабине экипажа будет размещено пять цветных индикаторов отечественного производства (один общий с размером экрана по диагонали 21 дюйм и четыре 15-ти дюймовывх). Использование разрабатываеиого в настоящее время нашлемного прицела-индикатора позволит полностью отказаться от применения индикатора на лобовом стекле.

Су-33КУБ становится первым отечественным истребителем, получившим бортовой генератор кислорода, обеспечивающий также выработку азота. Таким образом, удалось значительно уменьшить зависимость самолета от наземной (или корабельной) обеспечивающей инфраструктуры, уменьшить численность персонала, задействованного в обслуживании самолета.

Вообще, по сравнению с истребителями предшествующих типов, техническое обслуживание нового самолета заметно упростилось. Несмотря на то, что Су-33КУБ официально именуется учебно-боевым, это мощная многофункциональная машина, способная решать широкий круг боевых задач - от поражения воздушных целей (в том числе таких сверхсложных, как самолеты ДРЛО) до применения высокоточного оружия по кораблям и наземным объектам противника. Для поражения относительно "дешевых" целей (например, катеров) на борту сохранилась и 30-миллиметровая пушка.

Первый опытный самолет был построен на серийном заводе в Комсомольске-на-Амуре, однако его окончательная сборка и дооснащение осуществлялись в Москве, куда Су-33КУБ был доставлен в разобранном виде на борту "Антея". К началу июня опытная машина уже выполнила семь испытательных полетов (летали летчики-испытатели Виктор Пугачев, Сергей Мельников и Роман Кондратьев).

Бортовой комплекс самолета Су-33КУБ должен стать основой для создания ряда многоцелевых самолетов различного назначения. Машина может найти применение не только в морской авиации, но и в ВВС: уникальные взлетно-посадочные характеристики позволяют ей базироваться на аэродромах с короткими взлетно-посадочными полосами, а наличие складного крыла - размещать во всех типах имеющихся в ВВС капониров.

В начало

МиГ-29/МиГ-29К.

МиГ-29 создавался для завоевания превосходства в воздухе и предназначен для борьбы с авиацией противника, прикрытия войск и тыловых объектов от атак с воздуха, противодействия воздушной разведке противника в любое время суток, в простых и сложных метеоусловиях.Кроме уничтожения воздушных целей на ближних и дальних дистанциях, в том числе и на фоне земли ,он может также поражать подвижные и неподвижные морские и наземные цели.

МиГ-29 превосходит по многим параметрам зарубежные аналоги(F-16, F-18, Мираж2000). Высокая тяговооружённость, отличная аэродинамика дают ускоренный разгон, высокую скороподъёмность(19800м/мин у земли), малые радиусы виражей, большие угловые скорости разворота, возможность длительно маневрировать с большими перегрузками.

Появление ранее засекреченного МиГ-29 на международнов авиасалоне в Фарнборо в 1988 г. вызвало сенсацию, особое впечатление произвело выполнение на самолёте фигуры высшего пилотажа “колокол”, которая ранее исполнялась только на спортивных самолётах.

Тактико- технические требования к самолёту МиГ-29, предназначавшемуся для замены МиГ-21, МиГ-23, Су-15 и Су-17, были выпущены в 1972 г. , на три года позже начала создания более тяжёлого перехватчика Су-27, но первый из 11 построенных опытных самолётов, техническое проектирование которого началось в 1974 г., совершил первый полёт в том же году, что и Су-27.Его впервые поднял в воздух 6 октября 1977 г. лётчик-испытатель А.В.Федотов, который ранее провел испытания самолётов МиГ-23 и МиГ-25 и установил не менее 18 мировых рекордов на самолётах различного типа.Серийное производство МиГ-29 началось в 1982 г. и осуществляется на заводах В Москве (МАПО) и Нижнем Новгороде.К началу 1993 г. только МАПО построило более 1000 МиГ-29, из них более 500 на ходится в составе ВВС России.

Известны следующие модификации самолёта :

МиГ-29-исходный одноместный фронтовой истребитель.

МиГ-29К-многоцелевой всепогодный корабельный истребитель бомбардировщик с улучшенным оборудованием и более мощными двигателями РД-33К.Для посадки на палубу авианосца имеет тормозной гак и складываемые крылья.Создан в 1988 г. В ноябре 1989 г. начались его испытания при эксплуатации с палубы тяжёлого авианесущего крейсера “Адмирал Флота Советского Соююза Кузнецов”(лётчик Т.Аубакиров).Предпологалось серийное производство.

МиГ-29КВП- промежуточный вариант, построенный для отработки взлёта с трамплина и посадки на аэрофинишер.Может использоваться как боевой самолёт, а также как тренировочный для лётчиков корабельной авиации на наземных аэродромах.Единственное его отличие от обычного самолёта наземного базирования-тормозной гак и усиленная конструкция.

МиГ-29М(МиГ-33)-усовершенствованный фронтовой истребитель с ЭДСУ, улучшенным оборудованием, двигателями повышенной тяги.

МиГ-29С-усовершенствованный фронтовой истребитель.

МиГ-29УБ-двухместный учебно-боевой вариант.В кабине инструктора имеется перископ.Создан в 1981 г.

МиГ-29 с поворотными соплами двигателей-экспериментальный самолёт для отработки системы отклонения вектора тяги, которая, возможно найдёт применение на многоцелевом истребителе пятого поколения , разрабатываемом с 1988 г. Постройка истребителя следующего поколения была завершена в 1991 г., но к 1993 г. он ещё не смог подняться в воздух из-за отсутствия средств на доработку двигателей.

МиГ-29 не входит в плоский штопор , неохотно входит в нормальный штопор и выходит из него при освобождении РУСа.

Одноместный истребитель МиГ-29 выполнен по интегральной аэродинамической схеме с плавным сопряжением низкорасположенного крыла и фюзеляжа,дающей повышенные несущие свойства,двумя разнесёнными двигателями и двухкилевым вертикальным оперением.В конструкции используются алюминиеволитиевые сплавы.Доля композиционных материалов в процентах от общей массы конструкции составляет 7%.Управляющие поверхности выполнены с использованием углепластика.Ресурс конструкции составляет 2500ч.

Крыло имеет развитые корневые наплывы,обеспечивающие высокие несущие свойства на больших углах атаки.Угол стреловидности по передней кромке крыла составляет 42 град,корневых наплывов 73,5 град.Механизация крыла включает в себя автоматически управляемые манёвренные предкрылки по всему размаху и закрылки.

Фюзеляж цельнометаллический,типа полумонокок с плоскими боковыми стенками в зоне кабины и резким уменьшением площади поперчного сечения за кабиной.У наземных модификаций Мига-29 между соплами расположены расщепляющиеся тормозные щитки и контейнер тормозного парашюта.

Кабина МиГ-29 намного просторнее чем на предыдущихМиГах.Катапультируемое кресло К-36ДМ обеспечивает аварийное покидание самолёта во всех диапазонах высот и скоростей.Угол обзора из кабины лётчика вперёд-вниз составляет 14 град.На переплёте фонаря расположены 3 панорамных зеркала.На учебно-боевом варианте машины в кабине инструктора имеется убирающийся перископ.

Кили МиГа отклонены от вертикали на 6 град,угол стреловидности по передней кромке составляет 48 град,а расстояние между ними-3.38 м.На самолёте установлены цельноповоротные дифференциальные стабилизаторы с размахом в 7,78м и углу стреловидности по передней кромке в 50 град.

Шасси трехопорное,основные опоры(размеры:840х290мм) одноколёсных,а носовая стойка(570х140) двухколёсная, управляемая в пределах 30 град в обе стороны.Основные стойки убираются в корневые части крыла с разворотом на 90град, передняя-назад в отсек между воздухозаборниками.Носовая стойка оборудована подвижным грязезащитным щитком,который обеспечивает дополнительную защиту двигателей от попадания посторонних предметов при движении самолёта по земле.Колея шасси(расстояние между основными стойками) 3,09 м,а база(расстояние между носовой и основными стойками)-3,68м.

Силовая установка с двумя разнесёнными двигателями выгодно отличает МиГ-29 от многих других легких истребителей,таких как Мираж2000,Ф-16 Файтинг Фалкон,значительно повышая выживаемость в боевй обстановке и снижая вероятность эксплуатационных потерь самолётов в мирное время.Весовые потери, обычно связанные с применением двухдвигательной комновки частично компенсируется на МиГе установкой простых телескопических стоек шасси на широко расставленных мотогондолах.

Двигатель РД-33 считается одним из лучших образцов мирового двигателестроения и по своим удельным параметрам,высотно-скоростным характеристикам находится на уровне мировых стандартов.Создателям этого двигателя пришлось преодолеть множество проблем ,достаточно сказать, что при его испытаниях было потеряно 2 машины-2-я и 4-я(в обоих случаях лётчики испытатели удачно катапультировались).В 1989 г. На Парижском авиасалоне лётчик-испытатель А.Квочур был вынужден катапультироваться из самолёта на предельной малой высоте после попадания птицы в воздухозаборник и отказе в результате этого правого двигателя.

Техническое проектирования РД-33 началось в 1968 году, стендовые испытания начались в 1972 году,поставки в 1976 году,массовое серийное производство-в 1981 году.Этот двигатель устанавливается на всех модификациях МиГ-29.Кольцевая камерасгорания этого двигателя имеет форсунки с воздушным распылом топлива,обеспечивающим малый уровень дымления для большинства марок топлива.Сопло всережимное.Двигатель сохраняет работоспособность даже при отрицательных скоростях практически при любых пространственных положениях.

РД-33 устойчиво работает при температуре от +60 до -60 С .Длина двигателя составляет 4127мм,максимальный диаметр 1000мм,масса двигателя 980 кг,полностью силовой установки 1217кг.Расход топлива на максимальном форсаже составляет 750кг/мин.

Двигатель РД-33К,установленный на МиГ-29К имеет увеличенную макс. форсированную тягу(8800кг/с).

Уникальной особенностью МиГ-29 является возможность взлёта с боевой нагрузкой на одном двигателе с запуском второго уже в полёте.Это позволяет сэкономить драгоценно время при взлёте по тревоге.Замена двигателя 5-ю механиками с последующей проверкой его работы составляет всего 1 час.

Воздухозаборники прямоугольные регулируемые,размещены под наплывами крыла с разворотом поперечного сечения относительно вертикали на 9 град.Чтобы предотвратить попадание посторонних предметов в двигатель при движениии по земле конструкторы прибегли к такой уловкеЛобовой вход воздухозаборников полностью перекрываетсяи двигатели питаются через створки,открывающиеся на нверхней части наплывов крыла.Уже при достижении определённой скорости на взлёте при поднятой переней стойке шасси воздухозаборники переходят на нормальный режим работы.Верхние жалюзи открываются также автоматически при полёте на малой скорости с большими углами атаки.Однако из-за сложности такой системы защиты на последующих вариантах самолётов от неё отказались и вместо этого установили дополнительные топливные баки(1500л).А для защиты двигателей теперь применяют лёгкие убирающиеся сетки.

Топливо на МиГах-29 размещается в 4-х баках-кессонах крыла и в центральной части фюзеляжа.Возможна установка до 3-х ПТБ.На МиГе-29К установлена система дозапрвки топливом в полёте,с выдвигающейся штангой топливоприёмника слева от кабины пилота.

Хотя МиГ-29 и является самолётов 4-го поколения(а признаком самолётов 4-го поколения является применение ЭДСУ),конструкторы всё же выбрали традиционную систему с механической проводкой,очень надёжной, не требующей сложного наземного контрольного оборудования.Это, к сожалению, не позволило воспользоваться преимуществами статически не устойчивой конфигурации в улучшении манёвренности самолёта за счёт уменьшения потерь на его балансировку и повлекло за собой обеспечение устойчивости самолёта во всём диапозоне лётных режимов.К преимуществам относится высокое быстродействие выхода на задаваемой угол атаки и перегрузку.Имютя автопилот, механизм связи между отклонением рулй направления и элеронов.На западе сравнивают западные истребители с дорогими лимузинами, а МиГ-29-с гоночным автомобилем, имеющим не такое сложное оборудование и более сложное управление,но обладающим лучшими лётными данными и управляемостью.

СУП,как и на Су-27 не имеет аналогов за рубежом и включает 3 взаимосвязанных комплекса: когеретную импульсно-доплнровскую РЛС,пассивный оптико-электронный локатор и нашлемную систему целеуказания.Также имеется лазерный дальномер.ЭОС позволяет производить скрытую атаку цели благодаря тому,что она не имеет излучения, и, следовательно себя не обнаруживает.РЛС включается автоматически при срыве оптического сопровождения(например при входе в облака,а при выходе из облаков ОЛС вновь берёт цель на сопровождение.РЛС и ЭОС могут работать также автономно.Нашлемное целеуказание обеспечивает отслеживание системой движения головы лётчика, причём,следом за поворотом головы лётчика ГСН средств поражения разворачиваются синхронно в том же направлении .Углы поворота головы лётчика измеряются с помощью специальных источниках ИК излучения,вмонтированных в шлем и установленных в кабине зеркал.

На серийных машинах установлен специально разработанный для МиГа-29 радиолокатор РП-29, способный осуществлять поиск и сопровождение воздушных целей в любых метеоусловиях, как в свободном пространстве,так и на фоне земли, а также обеспечивающий в режиме СНП до 10 целей одновременно.Дальность действия радиолокатора в режиме поиска целей типа истребитель в свободном пространстве составляет 90-100км(в режимах поиска на фоне земли дальность немного меньше),дальность захвата-70 км.Возмоно обнаружение целей с превышением 11 км и понижением 6 км.Обеспечивается одновременный обстрел только одной цели.

На МиГ-29К/М установлена многофункциональная импульсно-доплеровская РЛС «Жук» с плоской щелевой ФАР с электронным сканированием по углу местности.Новая РЛС разработанная концерном «Фазатрон»,работает с высокой,средней и низкой частотой повторения импульсов.Новая РЛС обеспечивает обнаружение цели типа истребитель на расстоянии 100км.Она позволяет осуществлять скрытное СНП до10 целей одновременно и вести обстрел до 4-х целей одновременно при испольщовании ракет с активной ГСН.В режиме воздух-поверхность возможно обеспечение маловысотного полёта с автоматическим облётом препятствий и обходом.

ОЛС обеспечивает более точное угловое сопровождение целей и автоматически производит их захват.На исходных МиГах дальность обнаружения целей типа истребитель 15 км.На МиГ-29К установлена новая ОЛС,входящая в неё новая система ИК поиска и сопровождения целей с улучшенным охлаждением датчиков и увеличенной дальностью обнаружения целей сопряжена стелекамерой и лазерным устройством.Все 3 оптических канала имеют общую оптическую систему и расположены в шаровом обтекателе справа, перед фонарём кабины.

Установлены ИНС,система опознавания сой-чужой СРЗО-2,СПО «Сирена-3» с круговым обзором и возможностью назначения приоритетов угрозы,система Рэб СО-69.Для защиты от атаки с хвоста в гребнях перед килями установлены устройства выброса тепловых ловушек и дипольных отражателей АСО-2В(на МиГ-29К отсутствуют), которые срабатывают автоматически по сигналам системы «Сирена-3». В кабине имеется речевая система информирования, которую лётчики ласкоово называют «Рита».Система выдаёт сообщения типа «предельная перегрузка»,»слишком низкий заход на посадку»,»противник сзади», и т.п.

Самолёт оборудован линией скрытной линией передачи данных «Бирюза», обеспечивающий взаимодействие с наземными автоматизированными системами наведения.

В вооружение всех модификаций самолёта МиГ-29 входит пушка ГШ-301(30мм, 1500выств./мин, 150 патронов).Крыло имеет 6 пилонов(МиГ-29К-8 пилонов).Для татки воздушных целей на подкрыльевых МиГ-29 мшгут быть установлены 6 УР Р-60М или Р-73, также могут быть установленыф Р-27РЭ или Р-27ТЭ.Возможна установка Р-23 и Р-77.Для атак наземных целей самолёт может нести бомбы,НУРСы, унифицированные контейнеры мелких грузов мелких грузов КМГУ-2.Возможно использование УР класса воздух-поверхость Х-25М с пассивным радиолокационным наведением,полуактивным лазерным наведением и радиокомандным наведением.На МиГ-29К возможна установка ракет Х-29,Х-31А,Х-31П,Х-25МЛ.

Макс. боевая нагрузка у МиГ-29К увеличина до 4500кг против 3000кг у исходного МиГа.

ТТХ МиГ-29.

Экипаж: 1 чел.

Длина, м: 17,32.

Высота, м: 4,73.

Размах крыльев, м: 11,36.

Площадь крыла, м2: 38,06.

Вес пустого, кг: 10900.

Нормальный вес, кг: 15240.

Максимальный вес, кг: 18500.

Макс. вес топлива, кг: 4640.

Практический потолок, м: 17000.

Взлётная скорость, км/ч: 220.

Посадочная скорость, км/ч: 235.

Макс.скорость у земли, км/ч:1300.

Макс. скорость на большой высоте, км/ч:2450.

Время разгона от 600км/ч до 1100км/ч,с:13,5.

Время разгона с 1100км/ч до 1300км/ч, с:8,7.

Длина разбега, м:

без форсажа-600-700,

с форсажом-260.

Длина пробега(с тормозным парашютом),м:600.

Скорость захода на посадку, км/ч:260.

Макс. эксплуатационная перегрузка,g:9.

Макс нагрузка на крыло, кг/м2: 486,1.

Макс нагрузка на ед. мощности, кг/кН: 113,6.

Макс скороподъёмность, м/с: 330.

Макс. дальность полёта, км:

без ПТБ-1500,

с одним ПТБ-2100,

с тремя ПТБ-2900.

Вооружение: пушка ГШ-301, 3000 кг на 5 пилонах.

ТТХ МиГ-29К.

Экипаж: 1 чел.

Длина, м: 17,37

Высота, м: 5,175

Размах крыльев, м: 11,99

Площадь крыла, м2: 42,00

Вес пустого, кг: 12700

Нормальный вес, кг: 17700

Максимальный вес, кг: 22400

Макс. вес топлива, кг: 5670

Практический потолок, м: 17000

Взлётная скорость, км/ч: 220.

Посадочная скорость, км/ч: 267.

Макс.скорость у земли, км/ч:1300.

Макс. скорость на большой высоте, км/ч:2300.

Макс. эксплуатационная перегрузка,g:8,5.

Макс нагрузка на крыло, кг/м2: 533,3.

Макс нагрузка на ед. мощности, кг/кН: 111,2.

Макс скороподъёмность, м/с: 300.

Макс. дальность полёта, км:

без ПТБ-1650,

с одним ПТБ-2100,

с тремя ПТБ-2600.

Вооружение: пушка ГШ-301, 4500 кг на 8 пилонах.

В начало

МиГ-31.

Двухместный сверхзуковой истребитель-перехватчик МиГ-31 - первый российский боевой самолет четвертого поколения. Созданный 25 лет назад, он и сегодня является самым скоростным и высотным боевым самолетом в мире. До последнего времени МиГ-31 был и единственным в мире серийным истребителем, оснащенным бортовой радиолокационной станцией (БРЛС) с фазированной антенной решеткой (ФАР). Наряду с американским палубным истребителем F-14, он является, единственными в мире носителями ракет «воздух-воздух» большой дальности. МиГ-31 - практически единственный самолет, который способен перехватывать и уничтожать крылатые ракеты, летящие на предельно малых высотах.
    Работы по созданию дальнего перехватчика нового поколения, предназначенного для замены Ту-128 и способного бороться не только с высотными, но и низковысотными целями, начались еще в середине 60-х годов, когда в США был принят на вооружение бомбардировщик средней дальности FB-111, способный прорываться к цели на предельно малой высоте в режиме огибания рельефа местности, а также начались работы над стратегическим многорежимным самолетом AMSA - прообразом самолета B-1.
    В 1966 г. ОКБ А.И.Микояна приступило к разработке проекта двухместного многоцелевого самолета Е-155М с крылом изменяемой геометрии и двумя турбореактивными двигателями РД36-41М конструкции ОКБ-36 МАП (главный конструктор П.А.Колесов).
    С начала работ по 1976 г. главным конструктором нового самолета был Г.Е.Лозино-Лозинский, с 1978 по 1985 г. тему возглавлял К.К.Васильченко, затем - А.А.Белосвет и Э.К.Кострубский.
     Одним из новых требований, предъявленных к перехватчику, стала возможность ведения полуавтономных боевых действий в условиях отсутствия сплошного радиолокационного поля ПВО на крайнем Севере и Дальнем Востоке страны. Учет новых требований привел в 1972 г. к разработке эскизного проекта истребителя-перехватчика Е-155МП (изд.83). Истребитель должен был иметь рубеж перехвата 700 км при полете с крейсерской скоростью 2500 км/ч (М=2,35) и 1200 км - на дозвуковой скорости.
    Постройка первого опытного экземпляра самолета Е-155МП (изд.83/1, бортовой № 831) была завершена опытным производством ММЗ им. А.И.Микояна весной 1975 г. Машина уже оснащалась штатными двигателями Д-30Ф-6. Первоначально на самолете было установлено крыло от МиГ-25РБ (без отклоняемых носков, с острой передней кромкой и без наплывов), замененное в ходе испытаний новым крылом с корневыми наплывами, отклоняемыми носками, зависающими элеронами и закрылками. Дифференциальный стабилизатор со стреловидной осью вращения имел «нож» по задней кромке, отогнутый вверх на 5^о. Подфюзеляжные гребни имели увеличенную на 1,2 м² (по сравнению с МиГ-25) площадь. Тормозные щитки - створки основных опор шасси, выполненных по оригинальной двухколесной тележечной схеме, отклонялись в плоскости, находящейся под углом 40^о к плоскости симметрии самолета. Крыльевые баки к топливной системе не подключались.
    На самолете установлен комплекс навигации «Полет-1И» и система автоматического управления САУ-155УП. Вместо штатных РЛС «Заслон» и теплопеленгатора стояли их габаритно-весовые макеты. В обеих кабинах устанавливались катапультные кресла КМ-1М.
    Первый вылет на самолете № 831 выполнил 16 сентября 1975 г. летчик-испытатель А.В.Федотов. Весной 1976 г. на самолете вылетели все летчики ММЗ им. А.И.Микояна (Б.А.Орлов, А.Г.Фастовец, П.М.Остапенко, В.Е.Меницкий). Первым штурманом-оператором был назначен В.С.Зайцев.
    Постройка второго экземпляра Е-155МП (изд.83/2, бортовой № 832) на ММЗ им. А.И.Микояна завершилась в начале 1976 г. В отличие от первого прототипа самолет № 832 уже оснащался полным комплектом оборудования, в частности РЛС «Заслон» и теплопеленгатором. На нем были также применены подфюзеляжные гребни меньшей площади. Первый вылет выполнил 22 апреля 1976 г., А.В.Федотов. Самолеты № 831 и 832 принимали участие в этапе А Совместных государственных испытаний.
     Летом 1977 г. на авиазаводе «Сокол» в Горьком (Нижнем Новгороде) были изготовлены два первых самолета МиГ-31 первой установочной партии, получившие новый шифр изд.01 (бортовые № 011 и 012). Они имели ряд конструктивных отличий от опытных машин № 831 и 832:

увеличенный размах закрылков(с 1.93 до 2.68 м);

уменьшенную площадь горизонтального оперения (с 10.12 до 9.8 м², за счет снятия «ножа» на задней кромке), меньшие углы стреловидности оси вращения и углы отклонения стабилизатора;

увеличенное плечо вертикального оперения;

увеличенные тормозные щитки: площадь их уменьшилась с 1.94 до 1.4 м², а угол отклонения возрос с 40 до 44^о, отклонение щитков стало производиться в плоскости, параллельной плоскости симметрии самолета;

подфюзеляжные гребни соответствовали гребням самолета № 832;

устанавливался штатный комплекс навигации КН-25 с инерциальной навигационной системой и новым вычислителем;

в состав вооружения была включена встроенная пушечная установка с 6-ствольной пушкой ГШ-6-23 калибра 23 мм.

    Первый вылет на самолете № 011 был выполнен 13 июля 1977 г., на самолете № 012 - 30 июня 1977 г. В мае 1977 г. начались Совместные государственные испытания (СГИ) самолетов МиГ-31, к которым по мере постройки присоединялись новые экземпляры установочных серий (№ 201 в 1977 г., № 202, 203, 301, 302 и 303 в 1978 г.). 15 февраля 1978 г. впервые был выполнен полет с обнаружением и сопровождением 10 воздушных целей. Журнал «Флайт» в 1978 г. писал, что когда «истребитель МиГ-25МП» на секретном полигоне Владимировка перехватил низколетящую мишень, летевшую по профилю американской крылатой ракеты, то А.А.Громыко на переговорах по ОСВ-2 махнул рукой в сторону западных делегаций: «Можете летать своими ракетами, куда хотите». Ранее же СССР требовал ограничить дальность крылатых ракет.
    Этап А СГИ завершился в декабре 1978 г. выдачей предварительного заключения о запуске МиГ-31 в серийное производство, которое развернулось на НГАЗ «Сокол» в 1979 г. В этом же году в Горьком был выпущен самолет № 305, впервые оснащенный штатными катапультными креслами К-36ДМ.
    В программе испытаний МиГ-31 широко также использовались летающие лаборатории (ЛЛ), созданные на базе других типов самолетов: две ЛЛ на базе Ту-104 (1970 и 1972 гг.) для испытаний РЛС «Заслон», ЛЛ на базе МиГ-21 (1970 г.) для отработки аппаратуры ракеты К-33, ЛЛ МиГ-25П-10 (1973 г.) для отработки катапультного старта ракет К-33, ЛЛ на базе МиГ-25ПУ (1975 г.) для испытаний САУ-155МП и комплекса навигации КН-25, ЛЛ на базе МиГ-25РБ - изд.99 (1976 г.) для доводки двигателей Д-30Ф-6. Этап Б СГИ начался в сентябре 1979 г. и завершился в сентябре 1980 г., когда первые серийные самолеты начали поступать в строевые части Войск ПВО страны. Первой новыми истребителями была оснащена авиачасть, базирующаяся в г.Правдинске. Постановлением Совета Министров СССР от 6 мая 1981 г. истребитель-перехватчик МиГ-31 с РЛС РП-31 и ракетами Р-33 был принят на вооружение. В строевых частях МиГ-31 начали заменять, в первую очередь, дальние перехватчики Ту-128 (перевооружение полностью завершилось к концу 80-х гг.).
    Серийная модификация МиГ-31Б была оснащена системой дозаправки топливом в воздухе от самолетов-танкеров ИЛ-78 или СУ-24Т. Продолжительность полета с подвесными баками - 3,6 ч, с дозаправкой - 6-7 часов.
    В 1985-86 появились новые версии самолета - перехватчик МиГ-31М и противоспутниковый МиГ-31Д, а в 1998 многоцелевой МиГ-31БМ.
    Поступивший на вооружение МиГ-31 стал достойным соперником американскому самолету-разведчику SR-71A на Дальнем Востоке и в Заполярье. Если до 1984 г. летчики 365-го ИАП (сбившие южнокорейский Boeing 707 в 1978 г.), имея на вооружении устаревшие Cу-15, долгое время были беспомощны против разведчиков типа SR-71, то пересев на новые Су-27 и МиГ-31, отучили «семьдесят первые» летать на своем участке. Характерен перехват, имевший место 8 марта: пара МиГ-31 так «обработала» SR-71 в нейтральных водах, что тот, не выполнив задачу, ушел на свою базу. 27 мая 1987 г. в Заполярье экипажу МиГ-31 в составе гв.капитана Ю. Н. Моисеева и гв.капитана О. А. Краснова (72-й ГИАП) пришлось осуществить боевое воздействие на самолет-разведчик SR-71 и вытеснить его далеко в нейтральные воды. МиГ-31 называют основной причиной ухода SR-71 в «отставку».
    Построено более 500 самолетов МиГ-31 всех модификаций. На вооружении ПВО России сейчас находится более 350 истребителей-перехватчиков Миг-31. Несколько десятков МиГ-31 имеется в ВВС Казахстана.

Основу вооружения этого уникального самолёта составляют специально разработанные для него ракеты сверхбольшой дальности Р-33Э.Также он вооружён ракетами Р-40Т,Р-60,Р-60М,Р-73.

ТТХ.

Экипаж: 2 чел.

Длина, м: 22,69.

Высота, м: 5,15.

Размах крыльев, м: 13,46.

Площадь крыла, м2: 61,6.

Вес пустого, кг: 21820.

Нормальный вес, кг: 41000.

Макс. вес топлива, кг: 15500.

Макс.вес, кг:46200.

Практический потолок, м: 20600.

Взлётная скорость, км/ч: 260.

Посадочная скорость, км/ч: 260.

Перегрузка: 5,0.

Макс. скорость у земли, км/ч:1500.

Макс. скорость на высоте 17500 м, км/ч:3000.

Макс нагрузка на крыло, кг/м2: 665,6.

Макс нагрузка на ед. мощности, кг/кН: 135.

Макс скороподъёмность, м/с: 250.

Макс. дальность полёта, км:

без ПТБ-2500,

перегоночная-3300.

Вооружение: ГШ-23-6(23 мм, 260 патронов, 8000 выстр/мин, масса снаряда 9000 кг на 8 пилонах.

В начало

Т-4 «Сотка».

В 60-х годах, когда в США уже летали прототипы стратегического

бомбардировщика XB-70 Valkyrie и самолёта-разведчика SR-71, Министерство

авиационной промышленности СССР выдало ОКБ-156 А.Н. Туполева, ОКБ-51 П.О. Сухого и ОКБ-115 А.С. Яковлева задание на разработку на конкурсных началах сверхзвукового бомбардировщика-ракетоносца, предназначенного для перехвата и

уничтожения носителей крылатых ракет. Туполев представил проект «135». Яковлев предложил проект самолета Як-33, представлявшего собой высокоплан с треугольным крылом,

классическим оперением и двигателями, распологавшимися под крыльями. Основным конструкционным материалом предполагалась

жаропрочная сталь. Одновременно два моторостроительных ОКБ предложили свои двигатели: С.Туманский - Р-15 (разрабатываемый в тот

период для МиГ-25) и П.Колесов - Р-36-41 (этот двигатель и получил предпочтение). Управляемую противокорабельную ракету Х-45 создавал

коллектив А.Березняка. Работы трех авиастроительных КБ тщательно

изучались институтами и обсуждались на научно-техническом совете

министерства. Проект КБ Яковлева вскоре был отвергнут. Дальнейшие

споры велись вокруг выбора крейсерской скорости полета.

Рассматривались два варианта: в пределах 2000-2300 км/ч (в этом

случае планер можно делать из алюминиевых сплавов) либо 3000-3200 км/ч

(но тогда - из стали и титана), Приняли второй - конструкторского

бюро Сухого. Кроме того, предложенный им самолет обладал большими

боевой эффективностью и аэродинамическим совершенством, чем XB-70 Valkyrie.

В ОКБ П.О. Сухого первые общие виды самолета, обозначенного Т-4, в декабре 1961 г. выполнил Александр Поляков. Вскоре ведущим конструктором проекта назначили Олега Самойловича, а весной 1962 г. координацию работ по этой тематике возложили на главного

конструктора Наума Чернякова. К разработке документации и постройке самолета постановлением

правительства подключили КБ и завод имени С.А.Лавочкина, где даже

успели изготовить боковые отсеки фюзеляжа. Однако позже завод

перешел на ракетную тематику В.Челомея и взамен для строительства выделили Тушинский машиностроительный завод (ТМЗ) и МКБ «Буревестник» в качестве филиала КБ Сухого для участия в проектировании самолета.

Дальность и скорость определили вес самолета. По предварительным

расчетам он должен был весить 100 тонн. От этого, пожалуй, и

возникло второе название Т-4 - «Сотка». Что же касается процесса

производства и проектирования, то он занял почти 9 лет. На первый

взгляд, это большой срок по сравнению с западом. Там аналогичный

процесс занимает 5-7 лет для подобных Т-4 самолетов. Но дело в том,

что еще никогда в СССР не решалось столько новых вопросов и проблем.

Ведь коэффициент новизны, или по американской терминологии «степень

риска», для «сотки» был близок к 100%. При проектировании обычных

самолетов эта величина обычно в два раза меньше. Это означает,

например, применение в конструкции 50% абсолютно надежных и

проверенных деталей, приборов, методов. Для «сотки» же были созданы

вновь специальные жаропрочные сплавы, неметаллические материалы,

особая резина, пластики. Пожалуй, не было в стране ни одного самолета,

который бы содержал так много новинок. Объяснялось все необходимостью

обеспечения полета с крейсерской скоростью 3000 км/ч и преодоления так

называемого теплового барьера с нагревом конструкции планера до 300°С. Предполагаемое использование широкого диапазона скоростей требовало

тщательной отработки аэродинамической схемы. Поэтому в аэродинамических

трубах ЦАГИ исследовали более двадцати различных компоновок самолета и

множество вариантов отдельных элементов - крыла, фюзеляжа, мотогондол и

их взаимного расположения и сочетания. Результаты испытаний были

проверены в полетах летающей лаборатории на базе Су-9 («изделие 100Л-1»).

Т-4 был выполнен по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом тонкого

3% профиля с острой передней кромкой. Использование для балансировки

переднего оперения при малых запасах устойчивости (2% на дозвуке

и 3-5% на сверхзвуке) уменьшило потери качества на балансировку,

увеличило дальность полета на 7% и снизило шарнирные моменты на органы

управления. Малые запасы устойчивости обеспечивались соответствующим изменением центровки за счет перекачки топлива в полете. Вертикальное

оперение обеспечивало минимальную величину запаса путевой устойчивости,

а требуемые характеристики устойчивости и управляемости обеспечивались

системой электродистанционного управления. В продольном и боковом каналах

управление осуществлялось злевонами.

Все производство Т-4 было автоматизировано. 96% сварных работ также

выполнялось автоматически. Коэффициент использования материалов

определился значительно более высоким, чем в производстве всех предыдущих самолетов. Ведь применялись уголки и лист, сваренные вместе.

Поэтому не было почти никаких отходов. Трудоемкость изготовления «сотки»

оказалась такой же, как если бы она была сделана не из титана, а из более

легкообрабатываемых алюминиевых сплавов. Улучшение сплавов продолжалось и

в процессе испытаний.

Т-4: вид сзади На самолете установили ТРД Рыбинского моторостроительного КБ (главный конструктор П.Колесов). Все четыре двигателя разместили в общей

мотогондоле с одним каналом на каждую пару. Питание их воздухом

осуществлялось воздухозаборником смешанного сжатия с программно-замкнутой

системой регулирования по числу М и по отношению давления в горле

воздухозаборника и с системой слива пограничного слоя.

На принципиально новых насосных гидротурбинных агрегатах была

выполнена и топливная система. Для обеспечения взрывозащиты баков от

нагрева впервые применена система нейтрального газа на жидком азоте,

предусмотрены аварийный слив топлива и высокотемпературные подвижные

соединения трубопроводов сильфонного типа. Кстати, о топливе. Для Т-4

был выработан новый сорт термостабильного топлива РГ-1 (нафтил).

Управление двигателями осуществлялось автоматической электродистанционной системой. Для отработки силовой установки создали

модель с двигателями ВД-19 и макет силовой установки с двигателями 79Р,

с помощью которых был проведен комплекс исследований на различных

стендах в ЦИАМ.

Самолет Т-4 оснастили несколькими комплексами радиоэлектронного

оборудования: навигационным - на безе астроинерциальной системы с индикацией

на планшете и многофункциональными пультами управления; прицельным - на базе радиолокатора переднего обзора с большой дальностью

обнаружения; разведки, включавшем оптические, инфракрасные, радиотехнические

датчики и впервые применявшуюся РЛС бокового обзора. Комплексирование и

автоматизация управления бортовым оборудованием были столь высоки,

что позволили ограничить экипаж самолета летчиком и штурманом - оператором.

Здесь нельзя не упомянуть и о разработанной в КБ специально для Т-4

высокоэффективной ракете «воздух-земля» с пороховым двигателем, головкой

самонаведения на конечном участке и рикошетирующей траекторией полета,

увеличивавшей дальность действия, переданной затем специализированному КБ.

Из-за больших скоростей и вследствие этого нагрева конструкции самолета

до 300° решили от фонаря практически отказаться. От него остался лишь

круглый люк вверху, на крышке которого на первой машине был установлен

перископ, которым летчик пользовался при взлете и посадке. В прочих же

режимах, полет проходил вслепую: по приборам. Но это не вызывало

трудностей, поскольку машина была проста в пилотировании, управлении,

обладала хорошей устойчивостью. Система регулирования центровки в полете

обеспечивалась определенным порядком перекачивания и выработки топлива.

Питание системы управления самолета и других систем обеспечивалось

2-канальной гидросистемой с применением новой высокотемпературной жидкости

ХС-2-1. Впервые давление в системе поднялось до 280 атмосфер. Стальные

трубопроводы были спаяны из материала ВНС-2. Применение высокого давления

в гидросистемах обеспечивало малый вес и сравнительно небольшой размер

бустеров. Поэтому крыло «сотки» получилось чистое, без наплывов, что

обеспечило низкое сопротивление воздушному потоку. Кстати, давление гидросистемы на Су-27 такое же, как на Т-4. Крупным шагом вперед стало

применение 4-кратной резервированной автоматической системы управления

самолетом. Впервые в стране на Т-4 была установлена система электропитания

переменным током стабилизированной частоты и вторичной системой постоянного тока на выпрямительных устройствах.

Спроектировали и новую испарительную систему кондиционирования воздуха

замкнутого типа с применением топлива в качестве первичного хладагента для

создания необходимых температурных условий в гермокабине и отсеках

оборудования. В конструкции посадочных устройств состоялось

также много нетрадиционных новых решений: поворот и запрокидывание

тележки основных опор одним цилиндром, двухкамерные амортизаторы с противоперегрузочным клапаном, спаренные пневматики, электродистанционное

управление поворотом передних колес и так далее.

В декабре 1965 г. был утвержден окончательный, 33-й по счету вариант самолета, и тогда же появилось Постановление правительства по

постройке машины. Для этого отводился пятилетний срок. В 1966 г. было закончено предварительное проектирование и начат выпуск рабочих чертежей. Полный их комплект на первый опытный самолет

(«изделие 101») и самолет для статических испытаний («изделие 100С») был

выпущен в 1968 г. В этом же году началась постройка самолета «101». В 1969 г. была

закончена сборка головной и боковой частей фюзеляжа с центропланом, а в 1970 г. сборка агрегатов

самолета была закончена полностью. Почти одновременно в 1968 г. в производство были запущены

чертежи планера второго опытного самолета («изделие 102»), затем в 1970 г. - третьего

опытного самолета («изделие 103»), а в 1971 г. - четвертого («изделие 104»).

В перспективе была также постройка «105» и «106» экспериментальных самолетов.

22 августа 1972 года шеф-пилот Герой Советского Союза В.Ильюшин вместе

с заслуженным штурманом СССР А.Алферовым поднял

Т-4 с бортовым номером «101» в воздух. Полет продолжался 40 мин. В девятом испытательном

полете 6 августа 1973 года машина перешла звуковой барьер, показав число М=1,3. Последний полет

состоялся 22 января 1974 года. Общий налет составил 10 ч 20 мин.

Первый опытный самолет «101» в дальнейшем намечалось использовать для отработки

бортовых систем, определения устойчивости и управляемости на максимальных скоростях полета и

для определения ЛТХ. Самолет «102»

планировалось использовать для отработки навигационного комплекса, а «103» - для

реальных пусков управляемых ракет. Hа самолете «104» предполагалось отработать вопросы

применения бомбового вооружения, пуска управляемых ракет, а также провести ряд испытаний для

оценки дальности полета. Самолет «105» предназначался для отработки систем

радиоэлектронного оборудования, а самолет «106» - для отработки всего

ударно-разведывательного комплекса в целом.

После 8-летней стоянки в Жуковском самолет

перевезли в монинский музей. Фрагменты самолета

«102» экспонировались в ангаре МАИ,

но впоследствии были разрезаны и увезены на переплавку. Такая же судьба постигла и частично

собранную машину «103».

Вначале самолету Т-4 пели дифирамбы ВПК и МАП, работу над ним называли

особо приоритетной, помогавшей решать наши национальные задачи.

В заявке ВВС на строительство авиатехники на пятилетку (1970-1975 гг.) предусматривалось построить 250 самолетов Т-4 на Казанском авизаводе.

Однажды главный маршал авиации П.Кутахов, выбираясь из кабины после

осмотра самолета, воскликнул: «Настоящее русское чудо».

Т-4 был способен поражать наземные и надводные цели на удалении до 3000

км. Несмотря на крыло с неизменяемой геометрией, Т-4 являлся по существу

многорежимным самолетом. Эффективен он и как разведчик.

Но всевозможные подводные рифы и камни замедляли темп работ над этим, по

словам академика Г.Свищева, эпохальным сооружением. Успешно шли в серию

перехватчики Су-11, Су-15, начинались «шестерки» - Су-24, а с Т-4

судьба распорядилась трагически. Во многом повлияло предложение

А.Н. Туполева о глубокой модернизации его самолета Ту-22, строившегося

на Казанском авиазаводе. Речь шла о новом бомбардировщике Ту-22М (главный конструктор Д.Марков). И постановление о Ту-22М стало началом

конца «сотки». На Казанском авиазаводе начали выбрасывать оснастку,

заготовленную для серийной постройки Т-4. В то же время ВВС выдали

большой заказ на фронтовые истребители МиГ-23. Тогда и ТМЗ пришлось

освободить от производства Т-4. С постановлением правительства о Ту-160, имевшем

большую, чем у Т-4, дальность полета, было окончательно покончено с

самолетом, который позволил бы нам выйти на качественно новый уровень

развития отечественной авиатехники.

Итак, ОКБ П.Сухого, специализировавшееся на «легких» самолетах,

разработало уникальный бомбардировщик Т-4. Применение титаново-стальных

конструкций обеспечивало дальнейшее развитие отечественной сверхзвуковой

авиации. И деньги, затраченные на изготовление самолета, не пропали даром.

Многие технические достижения, идеи, воплощенные в нем, были использованы

в конструкциях летательных аппаратов последующих поколений - Су-27, Су-24

и др. Именно ЭДСУ, взятое с «сотки», установлено на истребителе Су-27. Да и «Буран» не взлетел бы, если бы на «сотке» не освоили титановых сплавов.

Интегральная бортовая система Т-4 позволяла иметь автономную информацию

о целевой обстановке и поражать цели, не заходя в зону ПВО противника,

что говорило об оперативно-стратегических достоинствах машины. Скорость

полета Т-4 была такова, что это заставило бы противника произвести огромные

затраты на развитие средств и преобразование объектовых систем ПВО.

Сама концепция сверхзвукового самолета и технология его производства

ознаменовали бы новый этап в создании воздушно-космических средств с

горизонтальным стартом, способных выводить на орбиту ракетные системы,

имеющие одинаковый стартовый вес с традиционными, но с массой полезной

нагрузки на порядок выше. Эти средства обеспечивали бы многоразовое

использование первой ступени, а также обладали гибкостью аэродромного

базирования. Появилась бы возможность решения более сложных задач в освоении

космоса: спасение космонавтов на орбитах, поддержание отечественных

функциональных космических группировок, осуществление инспекции иностранных

космических аппаратов.

МОДИФИКАЦИИ:

В 1963-64 гг. в ОКБ прорабатывался

пассажирский вариант Т-4, способный перевозить со сверхзвуковой скоростью 64 пассажира.

Т-4М. В 1967-69 гг. велись работы по проекту дальнего разведчика-бомбардировщика

Т-4М с поворотными консолями крыла, имеющего межконтинентальную дальность. Боевой потенциал этой

машины по сравнению с исходным Т-4 предполагалось расширить за счет увеличения дальности полета на

дозвуковой скорости, улучшения взлетно-посадочных характеристик и расширения состава вооружения.

Самолет предполагалось в значительной степени унифицировать с Т-4 (сохранялась силовая установка,

ряд бортовых систем и оборудования.

Схема Т-4МС Т-4МС. В 1967 году военные вновь «вспомнили» о стратегической авиации. Был объявлен новый конкурс на многоцелевой межконтинентальный ударно-разведывательный самолет. Толчком послужило решение США разрабатывать проект AMSA (Advanced Manned Strategic Aircraft -

передовой пилотируемый стратегический самолет) - будущий B-1.

В 1970 году в ОКБ Сухого был создан проект нового самолета, получившего название Т-4МС. Машина получила шифр - «изделие 200» - по аналогии с «соткой» из-за взлетной массы, приближавшейся к 200 т. Новый бомбардировщик имел несущий фюзеляж, из контуров которого выступали лишь мотогондолы,

НЧФ, поворотные консоли крыла и двухкилевое вертикальное оперение. Такая компоновка позволила достичь высоких показателей

аэродинамического качества, а большие объемы фюзеляжа - обеспечить необходимые запас топлива и оптимально расположить

оборудование. Поворотные консоли крыла могли изменять стреловидность от 30 до 72 градусов. Машину предпологалось оснастить четырьмя

двигателями НК-101 тягой по 20 тс, имевшими переменную степень двухконтурности. Несмотря на потенциально высокий технический

уровень, Т-4МС так и остался на бумаге.

Финал конкурса состоялся в 1975 г. между проектом Мясищева М-18, внешне весьма похожим на B-1, и туполевским Ту-160. Лучшим

признали самолет Мясищева, однако... предпочтение получил Ту-160.

Рассматривалась возможность использования модификации самолета Т-4 в качестве первой ступени воздушно-космической системы.

ТТХ

Т-4

Т-4МС

Размах крыльев, м:22,7

40,8

Длина самолета, м:44,5

41,7

Высота на стоянке, м:11,95

8,0

Площадь крыла, кв.м:295,7

N/A

Тип двигателя: РД36-41

НК-101

Тяга двигателя, кгс:4 х 16000

4 х 20000

Масса пустого самолета, кг:55600

N/A

Масса нормальная взлетная, кг:114000

170000

Масса перегрузочная взлетная, кг:135000

N/A

Максимальная скорость, км/ч:3200

Крейсерская скорость, км/ч:3000

N/A

Практический потолок, м:23000

24000

Практическая дальность полета, км:7000

11000

Разбег, м:950-1050

N/A

Пробег, м:800-900

N/A

N/A - нет данных

Вооружение: две ракеты Х-45 с дальностью пуска 1500 км; для Т-4МС - до 4-х ракет Х-45 или 24 ракеты Х-200С.

Экипаж: 2 чел.: летчик и штурман; для Т-4МС - 3 чел.

В начало

Су-25

В середине 60-х годов военные доктрины США и Советского Союза кардинально изменились. Если ранее сверхдержавы планировали использовать ядерное оружие даже в тактических целях, то теперь перед войсками ставились задачи успешного ведения боевых действий и с помощью обычных вооружений. Особая роль при этом отводилась авиации, способной эффективно поддерживать сухопутные войска в условиях сильного противодействия ПВО противника.

Находившиеся на вооружении советской фронтовой авиации Су-7Б, МиГ-19, МиГ-21 и Як-28 не удовлетворяли требованиям, предъявляемым к самолетам поля боя. Из-за больших рабочих скоростей полета и плохой маневренности они не могли эффективно атаковать малоразмерные наземные цели. Нe имея бронирования кабины экипажа и ответственных агрегатов, были сильно уязвимы от огня стрелкового оружия и малокалиберной артиллерии. На проведенных в сентябре 1967 г. учениях «Днепр» наиболее эффективными самолетами-штурмовиками оказались... МиГ-17, благодаря отличной маневренности которых пилоты уверенно распознавали и прицельно поражали наземные объекты, а при повторном заходе на цель не теряли с ней визуального контакта.

В научных кругах советских ВВС развернулся поиск концепции нового самолета непосредственной поддержки сухопутных войск. Хотя не все заинтересованные организации однозначно восприняли идею возрождения штурмовой авиации, главнокомандующий Сухопутными войсками генерал армии И.Г.Павловский, горячий сторонник этой идеи, сумел убедить министра обороны СССР Маршала А.А.Гречко в необходимости разработки штурмовика нового поколения. По требованию военных в марте 1969 г. Минавиапром организовал конкурс. В нем приняли участие четыре КБ. А.И.Микоян и А.С.Яковлев предложили модификации самолетов МиГ-21 и Як-28, С.В.Ильюшин и П.О.Сухой - новые проекты: Ил-102 и Т-8.

Современным представлениям о самолете-штурмовике реально соответствовали только Ил-102 и Т-8. Проект Ил-102 представлял собой развитие реактивного штурмовика Ил-40. Принципиальной особенностью, заложенной С.В.Ильюшиным в новый проект, являлось максимальное упрощение самолета, в частности, для выполнения всех боевых задач Ил-102 оснащался только коллиматорным прицелом.

П.О.Сухой представил абсолютно новый проект Т-8, который уже в течение года разрабатывался ОКБ в инициативном порядке. Благодаря наличию более совершенного прицельного комплекса, меньшим по сравнению с Ил-102 габаритам и массе этот проект получил предпочтение и осенью 1969 г. одержал победу в конкурсе.

Однако история Ил-102 на этом не закончилась, С началом войны в Афганистане интерес к самолетам поля боя усилился.В мае 1980 г. вышло постановление о постройке двух экземпляров Ил-102. По сравнению с первоначальным проектом самолет совершенствуется, в частности, устанавливаются новые двигатели и прицельно-навигационный комплекс, что сделало этот штурмовик весьма грозной боевой машиной. 25 сентября 1982 г. первый Ил-102 поднялся в воздух. Однако к этому времени успешно прошел испытания и был рекомендован к принятию на вооружение штурмовик Су-25. Программу Ил-102 закрыли.

В начале марта 1968 г. старший преподаватель Военно-воздушной академии» И.Савченко обратился к знакомым специалистам ОКБ П.О.Сухого с предложением совместно разработать проект нового самолета поддержки сухопутных войск. Вскоре сформировалась инициативная группа, в которую вошли работники ОКБ О.С.Самойлович, Д.Н.Горбачев, В.М.Лебедев, Ю.В.Ивашечкин и А.Монахов. Разработку самолета, получившего обозначение СПБ (самолет поля боя), было решено начать «нелегально», в домашних условиях, и представить работу генеральному конструктору лишь после того, как в общих чертах будет определен облик самолета.

Так как заказчик еще не сформулировал тактико-технические требования к самолету данного типа, работы начались с обоснования концепции штурмовика и его места в системе ВВС, определения потребных летно-технических характеристик и характеристик боевого комплекса. При этом разработчики сознательно отказались от модной тогда концепции универсального самолета, предусматривавшей его использование как для ударных операций, так и для воздушного боя.

В первоначальном варианте СПБ планировалось оснастить двумя двухконтурными двигателями АИ-25Т со взлетной тягой 1750 кгс каждый. Помимо артиллерийского вооружения, предполагалось применение только неуправляемых средств поражения: авиабомб калибра до 500 кг и реактивных снарядов. Прицельная система штурмовика была задумана максимально упрощенной: коллиматорный прицел плюс лазерный дальномер. Нормальная масса боевой нагрузки-1000кг, перегрузочная - до 2500 кг. Взлетная масса - около 6500 кг. Площадь крыла - 17м2.

29 мая 1968 г. Самойлович и Ивашечкин впервые ознакомили с проектом СПБ генерального конструктора. П.О.Сухой проект одобрил, внес в него некоторые изменения и распорядился приступить к разработке штурмовика под индексом Т-8. Тактико-технические требования к самолету ОКБ сформировало совместно с ВВИА им. Н.Е.Жуковского. Они предусматривали создание штурмовика, способного эффективно поддерживать сухопутные войска в условиях сильного противодействия фронтовой ПВО противника. _В_основу проекта легли принципы, последовательная реализация которых позволила создать машину с уникальными боевыми возможностями.

Принцип системного проектирования с учетом требований боевой живучести. На всех этапах разработки Т-8 проводились опытно-конструкторские и экспериментальные работы, благодаря которым создан эффективный комплекс живучести, гарантирующий необходимую работоспособность штурмовика в условиях огневого воздействия ствольных систем и ПЗРК противника.

Аэродинамические характеристики самолета, изначально заложенные в проект, были довольно высокими. Для их достижения проведен большой объем расчетных и трубных исследований: формы крыла в плане, его профилировки и крутки, типа и параметров механизации, компоновки самолета в целом и др. Впоследствии высокое аэродинамическое качество, хорошие маневренные и взлетно-посадочные характеристики штурмовика позволили выполнять сложные боевые задачи (например, в ограниченном пространстве над целью), обеспечили повышенную безопасность полета (в т.ч. со значительными боевыми повреждениями) и эксплуатацию с небольших площадок. Система вооружения штурмовика -простой прицельный комплекс плюс широкая номенклатура неуправляемых (впоследствии и управляемых) средств поражения. На первом этапе проектирования Т-8 планировалось использовать прицел АСП-ПФ, бомбардировочный прицел РБК-3, лазерный дальномер «Фон». Перед запуском в серийное производство на Су-25 установили прицельный комплекс самолета Су-17МЗ, обеспечивающий высокую точность поражения любой наземной цели неуправляемым оружием, возможность применения современных видов управляемого оружия, последовательное воздействие на одну цель различными видами боеприпасов.

С самого начала проект Т-8 предусматривал разработку простого в производстве и неприхотливого в обслуживании штурмовика, способного работать по оперативным вызовам сухопутных войск В итоге Су-25 рассчитан на эксплуатацию минимально подготовленным летным и наземным составом. Время подготовки самолета к вылету незначительно. Специальный аэромобильный комплекс наземного обслуживания АМК-8 обеспечивает автономное базирование штурмовика на ограниченно оборудованных грунтовых аэродромах.

Первые проработки проекта Т-8 показали, что взлетная масса штурмовика будет не менее 8200 кг, поэтому его тяговооруженность с двумя двигателями АИ -25Т получалась недостаточной. В ОКБ приняли решение установить на самолет более мощные двигатели РД-9Б (разработан в 1953 г., ОКБ А.А.Микулина, конструктор С.К.Туманский, для сверхзвукового истребителя МиГ-19. Тяга на форсажном режиме -до 3300 кгс), предварительно демонтировав форсажные камеры.

Доработка двигателя была успешно проведена на уфимском моторостроительном заводе № 26 (главный конструктор С.Гаврилов), где в то время завершался его серийный выпуск. Бесфорсажный РД-9Б, получивший наименование «изделие 39», развивал тягу 2500 кгс на максимальном режиме и до 2750 кгс - на взлетном. Проектная взлетная масса Т-8 с этими двигателями возросла до 10000 кг, что потребовало увеличения площади крыла и усиления конструкции планера.

Итогом трехмесячной работы ОКБ П.О.Сухого явилось техническое предложение по штурмовику Т-8, которое было разослано в МАП, отраслевые и военные НИИ, командованию ВВС и авиации ВМФ. Первый ответ, полученный 23 сентября 1968 г. из НИИ эффективности авиационных систем, оказался негативным. Однако фирма продолжала работы по штурмовику в инициативном порядке.

Победив в конкурсе 1969 г., КБ совместно с заказчиком провело работы по уточнению параметров Т-8 и формированию ТТЗ. Особенно трудно проходило согласование величины максимальной скорости. Военные признавали, что с точки зрен.ия обнаружения и поражения малоразмерных наземных целей оптимальной является дозвуковая рабочая скорость. Но при этом желали иметь штурмовик с максимальной скоростью полета у земли не менее 1200 км/ч, аргументируя это необходимостью прорыва ПВО противника. Со своей стороны, разработчики доказывали, что самолет, действующий в 30-50 км за линией фронта, не преодолевает зону ПВО, а постоянно находится в этой зоне. И поэтому рекомендовали ограничить максимальную скорость у земли величиной 850 км/ч (0,7 М), исключив тем самым неблагоприятные явления волнового кризиса. В итоге максимальная скорость у земли, записанная в ТТЗ, составила 1000 км/ч (0,82 М).

В целом задание на штурмовик было согласовано с заказчиком очень быстро. Большая заслуга в этом начальника отдела боевой живучести ОКБ З.Иоффе, который, используя свои старые служебные связи, смог за три дня согласовать с военными «фирменное» ТТЗ.

6 января 1972 г. П.О.Сухой утвердил общий вид штурмовика Т-8 и подписал приказ о начале его рабочего проектирования. Руководителем проекта был назначен М.П.Симонов. С августа обязанности главного конструктора Т-8 стал исполнять О.С.Самойлович. Ведущим конструктором по самолету 25 декабря 1972 г. назначили Ю.В.Ивашечкина, который впоследствии (с 6.10.1974 г.) стал руководителем темы.

Первый прототип, получивший обозначение Т-8-1, собирался на опытном производстве ОКБ П.О.Сухого. Параллельно, под обозначением Т-8-0, строился экземпляр для прочностных испытаний (окончен 12 сентября 1974 г.). Весь 1973 г. работы по штурмовику фирма вела неофициально, испытывая большие трудности с финансированием, так как на его создание постановления правительства не было.

По принятой в СССР традиции окончание сборки планера Т-8-1 приурочили к 9 мая 1974 г. Незадолго перед праздником министр авиационной промышленности П.В.Дементьев, посещая в очередной раз фирму П.О.Сухого, с удивлением обнаружил почти готовый штурмовик. Вскоре самолет «легализовали»: 6 мая 1974 г. вышел приказ МАП о постройке двух экземпляров «опытно-экспериментального самолета» Т-8.

Улучшению отношения к Т-8 неожиданно способствовали «братья по соцлагерю». Вначале Румыния предложила разработать и далее производить самолет-штурмовик для государств Варшавского договора. Затем желание участвовать в этом проекте выразила Польша. В сложившейся ситуации представители советского Генштаба сделали официальное заявление о создании в СССР такого самолета.

К 7 ноября Т-8-1 был построен. Параметры крыла (удлинение - 5, сужение -2,77, стреловидность по передней кромке - 20,5°), его профиль (модифицированный СР-16) и механизация (предкрылки по всему размаху плюс выдвижные двухщелевые закрылки) обеспечивали самолету высокие аэродинамическое качество и максимальную скорость полета, хорошие маневренные, взлетно-посадочные и штопорные характеристики.

Система боевой живучести предусматривала защиту пилота и основных агрегатов самолета от снарядов калибра до 20 мм.

Т-8-1 был оснащен адаптированным прицельно-навигационным комплексом истребителя-бомбардировщика Су-17М2, позволяющим применять широкую номенклатуру управляемых и неуправляемых средств поражения. Артиллерийское вооружение - контейнер СППУ-22-01 с подвижными пушками калибра 23 мм, установленный под фюзеляжем по правому борту (передняя стойка шасси была сдвинута влево). Максимальная масса боевой нагрузки на десяти точках внешней подвески - 5000 кг (в ходе испытаний была снижена до 4000 кг).

Взлетная масса Т-8-1 составила 12200 кг, значительно превысив заложенную в проекте величину 10000 кг. Поэтому его максимальную эксплуатационную перегрузку ограничили значением 6,5 (по ТТЗ - 8 единиц).

В декабре опытный штурмовик перевезли на аэродром ЛИИ. 3 января 1975 г., выполняя первые пробежки с отрывом передней опоры шасси, шеф-пилот ОКБ В.С.Ильюшин почувствовал в кабине дым. Решили, что это происходит из-за неполадок системы вентиляции. Хотя точная причина установлена не была, первый вылет Т-8-1 назначили, наперекор приметам, на 13 часов в понедельник 13 января.

Утром в назначенный день при опробовании двигателей в кабине самолета вновь появился дым. На аэродром срочно приехал зам. генерального конструктора Е.А.Иванов с ведущими специалистами по силовой установке и системам жизнеобеспечения. Для обнаружения источника дыма произвели повторный запуск двигателей. И тогда произошла авария: разрушилось крепление одного из двигателей, оторвалась и, пробив мотогондолу, вылетела наружу лопатка турбины.

Специалисты уфимского моторостроительного завода быстро установили причину аварии. Оказалось, что при доработке двигателя РД-9Б в результате сдвижки на 50 мм вперед опоры крепления сопла изменилась частота резонансных колебаний. Это и явилось причиной чрезмерных вибраций двигателя при работе, что привело к разрушениям. Повышенные вибрации также вызывали утечки масла, которое, попадая в двигатель, сгорало. Дым проникал в систему вентиляции и далее в кабину.

После ремонта и опробования двигателей 22 февраля 1975 г. В.С.Ильюшин в присутствии зам. главкома ВВС маршала авиации А.Н.Ефимова поднял Т-8-1 в воздух.

Первые изображения штурмовика, полученные на основании фотографий, сделанных с американских спутников, появились на Западе два года спустя. Самолет обозначался Ram-J (от названия п. Раменское, рядом с которым расположен аэродром ЛИИ). Позже Су-25 пoлyчил в НАТО наименование Frogfot («Лягушечья лапа») и индекс «А» (для одноместного) либо «В» (для двухместногоо варианта).

После первого полета В.С.Ильюшин заявил, что Т-8-1 очень тяжел в управлении по крену. Причиной этого сочли неоптимальное соотношение плеч в проводке управления элеронами. Штурмовик оснащался механическим (безбустерным управлением рулями и элеронами. Был решено временно отрегулировать элероны так, чтобы самолет мог продолжит испытания, и параллельно вести разработку новой системы управления. Забега; вперед, следует отметить, что проблем; поперечного управления оказалась до статочно серьезной и окончательно была решена значительно позднее, в 1983 г. установкой бустеров в канал управления элеронами.

Вторым существенным недостатков Т-8-1 оказалась его малая тяговооруженность. Испытания убедили разработчиков в том, что двадцатипроцентное превышение проектного значения взлетной массы требует установки более мощных двигателей. Подходящий для этого бесфорсажный вариант двигателя Р-13Ф-ЗОС («изделие 95») был создан уфимскими моторостроителями. Он развивал максимальную тягу 4100 кгс и получил название Р-95Ш.

В июне 1975 г. Т-8-1 перевезли на полигон НИИ ВВС (г. Ахтубинск Астраханской обл.) для проведения испытаний с применением вооружения. Ввиду неполного состава прицельного комплекса на этих испытаниях управляемое оружие не использовалось. Особый эффект произвела стрельба НУРСами из восьми блоков УБ-32: когда Ильюшин выпустил одним залпом 256 ракет, самолет буквально пропал в облаке дыма (летевший рядом на МиГ-21У испытатель О.Г.Цой был уверен, что штурмовик взорвался).

Помимо замечаний по поперечному управлению и тяговооруженности, на первом этапе испытаний были выявлены и менее серьезные дефекты (например, помпаж двигателей при стрельбе из пушек и запуске тяжелых НУРС С-25, плохая вентиляция кабины пилота), вскоре устраненные путем проведения соответствующих доработок.

В декабре 1975 г. построили и приступили к испытаниям Т-8-2. Этот штурмовик был оснащен сварной кабиной из титановой брони, существенно повышающей безопасность пилота в боевых условиях. В марте 1976 г. на него установили двигатели Р-95Ш. Заложенные при проектировании резервы площади поперечного сечения воздушных каналов позволили закомпоновать более мощную силовую установку с минимальными доработками планера. Изменения коснулись главным образом горизонтального оперения. Имевшее угол поперечного «V» -5°, оно попадало в реактивную струю. Поэтому при запуске двигателей возникали вибрации хвостовой части самолета. Появился дополнительный момент на кабрирование ввиду того, что вектор тяги нового двигателя проходил ниже центра масс самолета. Проблемы разрешили просто: реактивные сопла отклонили вниз на 3°, а ГО установили под углом поперечного «V» + 5°. Вариант получил обозначение Т-8-2Д.

Затем на штурмовике модифицировали крыло. Его новые параметры (удлинение 6, сужение 3,37, стреловидность по передней кромке 19,9°) позволили обеспечить близкое к эллиптическому распределение подъемной силы и благоприятное развитие срыва потока на больших углах атаки. Кроме того, установка этого крыла в сочетании с доработанной системой управления существенно снизила нагрузки на ручку от элеронов. К сожалению, новое крыло обладало и большим недостатком: на скорости полета 0,71 М в элеронной зоне начинались срывные явления, сопровождавшиеся тряской. Эффективность элеронов снижалась, самолет валился на крыло. Организовав взамен аэродинамических перегородок уступы на передней кромке крыла, критическую скорость подняли до 0,75 М (у земли 900 км/ч). Предельно допустимую в эксплуатации скорость ограничили значением 850 км/ч.

На законцовках крыла установили контейнеры, продольное сечение которых представляет собой аэродинамический профиль, а поперечное - уплощенный овал. Они повысили (примерно на единицу) максимальное аэродинамическое качество самолета и стали наиболее подходящим местом для установки устройств воздушного торможения. Организованные в хвостовой части контейнера тормозные щитки типа «крокодил» позволяли при необходимости более чем вдвое увеличивать сопротивление самолета без перебалансировки и уменьшения несущих свойств.

Установка тормозных щитков позволила реализовать на Т-8 идею непосредственного управления боковой силой: в полете одновременно отклоняли руль направления (возникали боковая сила и курсовой момент) и щиток на консоли, противоположной отклонению руля (возникал момент, уравновешивающий курсовой момент от ВО). Как отмечал проводивший испытания Ильюшин, возникавшая при этом небольшая боковая перегрузка вызывала у него значительный дискомфорт. Медицинскими исследованиями было установлено, что боковая перегрузка свыше 0,65 вредна для человека, в связи с чем дальнейшие работы по управлению боковой силой были прекращены. Однако эти испытания показали, что эффективность вертикального оперения достаточна для компенсации курсового момента, возникающего при несимметричном выпуске воздушных тормозов.

Для доводки первых прототипов Т-8 и выпуска последующих машин необходимо было найти новую производственную базу. Новосибирский авиационный завод, куда еще в 1969 г. передали первые проработки штурмовика, в то время был загружен крупносерийным выпуском Су-24. Переговоры ОКБ со смоленским заводом закончились безрезультатно. В начале 1976 г. польское правительство предложило развернуть выпуск штурмовика под обозначением Су-25Л в Мелеце, а двигателя Р-13 (в том числе и для МиГ-21 польских ВВС) - в Жешуве, Однако 7 июня 1976 г. приказом МАП штурмовик передали на авиазавод в Тбилиси.

26 июня вышло постановление Совмина СССР и ЦК КПСС об ускорении работ по самолету Су-25 и постройке прототипов Т-8-3 и Т-8-4. Приказом МАП от 20.07.1976 г. тбилисский авиазавод обязали передать самолет на госиспытания во втором квартале 1978 г. Оговоренный в приказе срок завершения испытаний - конец 1980 г.

В 1976-1977 гг. работы по Су-25 на тбилисском авиазаводе шли неспешно. На первый прототип также установили новое крыло и двигатели Р-95Ш, присвоив ему обозначение Т-8-1 Д. Для снижения нагрузки на ручку управления элероны снабдили пружинными сервокомпенсаторами, конструкцию которых заимствовали у американского легкого штурмовика А-37, доставленного в 1977 г. из Вьетнама. При этом сервокомпенсаторы, геометрически подобные узким элеронам Су-25, имели очень малую хорду, что требовало исключительно высокой точности их исполнения (отклонения свыше 0,1 мм изменяли характеристики осевой компенсации). Требуемое качество сборки сервокомпенсаторов на тбилисском авиазаводе получить не удавалось. Поэтому каждый из выпускавшихся здесь штурмовиков обладал особым характером поперечного управления, что впоследствии вызывало нарекания строевых пилотов.

9 марта 1977 г. были утверждены тактико-технические требования к штурмовику. ОКБ представило заказчику эскизный проект самолета с двигателями Р-95Ш, модифицированным крылом и более совершенным прицельно-навигационным комплексом. С 11 по 24 мая прошла макетная комиссия с участием представителей заказчика и отраслевых институтов.

Т-8-10 официально был передан на государственные испытания 26 июня 1978г., а 21 июля он совершил первый полет после двухлетнего перерыва. Полеты по программе госиспытаний фактически начались в сентябре, их проводили В.Ильюшин и Ю.Егоров. К началу госиспытаний был модернизирован боевой комплекс штурмовика. На самолет установили доработанную прицельно-навигационную систему Су-17МЗ (навигационный комплекс КН-23, прицел АСП-17БЦ-8, лазерный дальномер «Клен-ПС», радиовысотомер РВ-5М, допплеровский измеритель ДИСС-7), обеспечив таким образом возможность применения самого современного управляемого оружия, в т.ч. ракет с лазерной системой наведения. Пушечный контейнер СППУ-22-01 заменили двуствольной 30-мм пушкой АО-17А (в серии ГШ-2-30).

Предсерийный прототип Т-8-3 (первая машина тбилисской сборки) взлетел 18 июня 1979 г. На этом экземпляре впервые были реализованы все концептуальные решения, ранее заложенные в проект штурмовика. На самолете осуществили комплекс мероприятий по уменьшению массы конструкции, однако прочностные испытания не проводились, и поэтому максимально допустимую в эксплуатации перегрузку ограничили значением 5. Качество изготовления Т-8-3 оказалось настолько низким, что позднее самолет был передан «на расстрел», т.е. на нем проводились испытания боевой живучести штурмовика при воздействии различных видов боеприпасов.

В конце 1979 г. построили прототип Т-8-4. Зимой 1979-1980 гг. на самолетах Т-8-1Д, Т-8-3 и Т-8-4 был завершен этап «А» госиспытаний. С 15 февраля 1980 г. обязанности главного конструктора штурмовика стал исполнять Ивашечкин.

Весной 1980 г. в Тбилиси выпустили Т-8-5. На самолете отмечались сильные вибрации в полете, явившиеся следствием низкого качества его изготовления. Несмотря на это, Т-8-5 планировали использовать для исследования штопорных характеристик штурмовика. Однако 23 июня 1980 г. эта машина, пилотируемая Егоровым, потерпела катастрофу. Анализ причин показал, что Т-8-5 разрушился в воздухе при достижении перегрузки 7,5. В дальнейшем, до прототипа Т-8-10, это значение перегрузки было утверждено как максимальное расчетное (допустимая эксплуатационная перегрузка - 5).

В апреле - июне 1980 г. Т-8-1Д и Т-8-3 успешно дебютировали в боевых условиях Афганистана. После чего, желая скорее ввести штурмовик в эксплуатацию, руководство ВВС согласилось зачесть этап «Б- без летных исследований штопорных характеристик.*** Заключительные полеты по программе госиспытаний проводились на Т-8-4 с аэродрома Мары в Средней Азии. 30 декабря 1980 г. программа была официально завершена.

В марте 1981 г. подписан акт об окончании государственных испытаний и рекомендовано ввести самолет в эксплуатацию. Принятию штурмовика на вооружение препятствовало невыполнение им которых пунктов ТТЗ. Официал Су-25 был принят на вооружение лишь 1987 г.

Су-25 стали поступать в строевые части в апреле 1981 г. С июня серийные штурмовики начали активно участвовать боевых действиях в Афганистане. Параллельно продолжались испытания про типов с целью определения потенцианых возможностей самолета и путей дальнейшего совершенствования. Так, Т-8-6 испытывалась доработанная пушечная установка. Из-за сильных вибраиции при стрельбе в одном из полетов не в шла передняя опора шасси. Летчик-испытатель Цой посадил самолет на фюзелях рядом с ВПП. После небольшого ремонта машина продолжила испытания. Аналогичный случай произошел в 1982 г. Тбилиси, когда летчик А.Иванов после взлета был вынужден сажать прототип Т-8-10 без шасси на грунт. После ремонта, и этот штурмовик возобновил полеты. Позже оба происшествия оформили как испытания, на основании которых разработали методику посадки Су-25 с убранным шасси.

На прототипах исследовалась возможность стрельбы против полета. Это позволяло в одном боевом заходе поразить цель и уничтожить ее средства ПВО, обстреливающие штурмовик при выходе из атаки. Эксперименты проводились с использованием 80-мм НУРС С-8 в блоках Б-8 (на самолете Т-8-10) развернутых пушечных контейнере СППУ-22-01, пушки которых могут отклоняться вниз на угол до 23°. Основным проблемами стали обеспечение устойчивости ракеты при прохождении ее через точку нулевой скорости и создание надежного алгоритма управления пушками при стрельбе назад. После испытаний эти варианты вооружения не передавались в эксплуатацию. В 1982 г. на штурмовик впервые было использовано управляемое оружие с лазерной системой наведения - ракеты класса «воздух-земля» Х-25МЛ и Х-29Л.

В январе 1981 г., выполняя на Т-8-10 испытательный полет по отработке боевого применения, летчик А.Иванов превысил в пикировании установленные скоростные ограничения. При достижении скорости 0,86 М самолет начал валиться на крыло, его реакция на отклонение элеронов оказалась вялой. Когда до земли оставалось не более 1200 м, летчик катапультировался. Случай с более трагичными последствиями произошел в декабре 1981 г. в Афганистане. При несимметричном сходе бомб* штурмовик 200-й эскадрильи, пилотируемый капитаном А.Дьяковым, вошел в глубокий крен. Летчику не удалось элеронами исправить положение, и Су-25 врезался в скалы.

Для кардинального решения проблем, связанных с недостаточной эффективностью элеронов на больших скоростях, в 1982 г. было решено в канал поперечного управления самолетом ввести бустеры. Комплект соответствующей документации передали на авиазавод в Тбилиси, а в январе 1983 г. туда выехал Ивашечкин. Присутствие «столичного начальства» оказалось необходимым, т.к. на заводе, не желая менять производственную оснастку, предлагали решать проблему регулировкой сервокомпенсации. Крыло Су-25 оснастили бустерами БУ-45, питающимися от двух гидросистем: основной и резервной. В аварийной ситуации предусмотрели возможность перехода на ручное управление. Проведенные испытания по «расстрелу» крыла показали, что применение бустеров незначительно снижает боевую живучесть штурмовика (в среднем только один из 23 снарядов, попадающих в крыло, поражает бустер либо питающий его трубопровод).

Первым самолетом, оснащенным бустерами, стал Т-8-11. Эта мера позволила повысить максимально допустимую в эксплуатации скорость штурмовика до требуемого значения 1000 км/ч. Ранее на этом прототипе были проведены прочностные испытания, по результатам которых максимальное значение эксплуатационной перегрузки повысили до 6,5. Начиная с 1984 г., доработанные штурмовики пошли в серию.

Длительное время полеты в условиях недостаточной видимости на Су-25 не производились. Однажды В.С.Ильюшин, совершая посадку в сумерки, включил фары, расположенные на нижних поверхностях крыльевых контейнеров. Кабину залило светом, и летчика ослепило. Попытки отрегулировать направление света фар не дали результата. Тогда проблему решили предельно просто - рядом с фарами установили небольшие вертикальные экраны, защищающие пилота от ослепления.

Исходя из опыта боевого применения, к штурмовику было выдвинуто дополнительное требование - скорость пикирования под углом 30° не должна превышать 700 км/ч. Воздушные тормоза Су-25 оказались для этого недостаточно эффективными. Конструкторы нашли красивое решение: существующие тормозные щитки оборудовали дополнительными отклоняемыми поверхностями, кинематически связанными с их основными поверхностями. При этом эффективность тормозных щитков возросла на 60% без увеличения площади.

При создании штурмовика Су-25 было выполнено более 40 различных исследовательских и испытательных программ. Как наиболее оригинальные следует отметить испытания с макетом тактической ядерной бомбы и исследования радиопоглощающего покрытия на прототипе Т-8-12.

В конце января 1983г. Ю.В.Ивашечкина назначают главным конструктором нового ударного самолета. Работы по Су-25 возглавил В.П.Бабак, до 1980 г. сотрудник Минавиапрома, затем перешедший в ОКБ им.П.О.Сухого на должность заместителя главного конструктора.

В 1987 г. авиазавод в Тбилиси начал выпуск Су-25 с двигателями Р-195 - модификацией исходного Р-95Ш с уменьшенной тепловой заметностью. Внешне самолет отличался установленными в хвостовой части мотогондолы дополнительным воздухозаборником для охлаждения реактивной струи и затурбинным стекателем, частично экранирующим тепловое излучение лопаток. Первым базовым штурмовиком, оснащенным двигателем Р-195, стал Т-8-14, а госиспытания были проведены на Т-8-15.

Прототип Т-8-14 разбился в 1988 г. из-за неисправности указателя расхода топлива. Когда в воздухе кончилось топливо (прибор показывал остаток 600 л), летчику Е.Лепилину пришлось катапультироваться. В 1989 г. самолет Т-8-15 демонстрировался на Парижском аэрокосмическом салоне. Так как двигатели Р-195 были еще секретными, перед вылетом во Францию их заменили на Р-95 (мотогондолы оставили без изменений).

Правильность концепции, изначально заложенной в проект и последовательно реализуемой при создании штурмовика, была подтверждена успешным боевым применением Су-25 в составе «ограниченного контингента советских войск» в Афганистане.

В начале марта 1980 г. Самойловича и Ивашечкина вызвали в МАП, где ознакомили с пожеланием заказчика провести часть испытаний нового штурмовика «в условиях, максимально приближенных к боевым». Доводы конструкторов, что машина еще сырая и прошла только этап «А» госиспытаний, не произвели на беседовавшего с ними главкома ВВС маршала авиации П.С.Кутахова какого-либо эффекта, была сформирована рабочая группа под руководством зам. начальника НИИ ВВС В.Алферова. Его заместителем по испытаниям Су-25 назначили Ивашечкина. Группе придавались шесть самолетов: два Су-25 и четыре Як-38, привлекавшие военных возможностью работать с рассредоточенных площадок. Испытания Су-25 и Як-38 в Афганистане получили шифр «Операция «Ромб».

В Афганистан направили самолеты Т-8-1Д и Т-8-3, предварительно отрегулировав прицельное оборудование, установив систему пассивной противопожарной защиты и частично демонтировав контрольно-измерительную аппаратуру. От ОКБ в афганскую группу вошли 44 человека, в том числе два пилота. Н.Садовников и А.Иванов. Еще двух летчиков для Су-25, В. Соловьева и В.Музыку, выделил НИИ ВВС.

16 апреля 1980 г. группа прибыла на авиабазу Шинданд на западе Афганистана. Новое место базирования существенно отличалось от полигонов СССР: аэродром располагался на высоте 1140 м над уровнем моря, в течение суток наблюдались значительные колебания температуры воздуха. Негативно сказывалось и отсутствие у летчиков опыта полетов в горах. Испытания, в основном по применению вооружения, выполнялись над бывшим танковым полигоном афганской армии в 9 км от базы. Перед авиагруппой не ставилась задача непосредственного участия в боевых действиях, хотя генерал Ю.Шаталин, командир расположенной рядом 5-й механизированной дивизии имел право при необходимости привлекать эти самолеты к ударным операциям. На второй неделе пребывания в Афганистане начали поступать задания по оперативной поддержке сухопутных войск, которые в тот период вели тяжелые бои с моджахедами в провинции Фаракх, 120 км южнее Шинданда. В отличие от скоростных МиГ-21, МиГ-23иСу-17, штурмовики Су-25 действовали в горах на малой высоте, что существенно повышало эффективность их применения. Причем, если ранее полеты с бомбовой нагрузкой 4000 кг не производились, то в боевых условиях такая необходимость появилась: Т-8-1Д брал восемь бомб по 500 кг.

Т-8-3 - восемь многозамковых держателей МБД-2 с четырьмя 100 кг бомбами на каждом. (В этих условиях бомбовая нагрузка Су-17 не превышала 1500 кг.) В ходе операции «Ромб-1», длившейся ровно 50 дней, Су-25 выполнили 100 полетов, 30 из которых зачли как госиспытания. Военные высоко оценили этот штурмовик и рекомендовали его к принятию в эксплуатацию.

Сразу по окончании государственных испытаний, 4 февраля 1981 г. специально для отправки в Афганистан была сформирована 200-я отдельная штурмовая авиаэскадрилья Су-25 (командир - подполковник А.Афанасьев). 18-19 июня 1981 г. эта часть перебазировалась в Шинданд и вскоре начала боевую работу. Именно там за Су-25 закрепилось название «Грач», а рисунок птицы украсил нос самолета.

По мере совершенствования средств ПВО моджахедов на Су-25 проводились необходимые доработки. В 1984 г. на вооружение оппозиции поступили переносные ЗРК (советские «Стрела-2», американские «Ред Аи»), оснащенные ракетами с инфракрасными головками самонаведения. Для защиты от них самолеты оборудовали кассетами АСО-2, каждая из которых содержит 32 ИК-ловушки ППИ-26. На Су-25 первых серий в хвостовом обтекателе устанавливали четыре АСО-2, позже к ним добавили еще четыре кассеты на мотогондолах. При заходе на цель автоматически производился отстрел пары тепловых ловушек через каждые 2 секунды (на высоте ниже 200 м) либо через 4 или 6 секунд (на больших высотах). Поскольку среднее время атаки, как правило, не превышало 30 секунд, то восемь кассет АСО-2 обеспечивали до восьми заходов на цель в одном боевом вылете. В октябре 1986 г. у моджахедов появились зенитные ракеты «Стингер». Эта ракета обладает большой кинетической энергией удара и мощным боеприпасом (масса БЧ ракеты около 1 кг, заряда ВВ - 0,4 кг), подрыв которого происходит после внедрения в конструкцию, что значительно усиливает фугасный эффект. «Стингер» оснащена комбинированной системой наведения повышенной точности. Надежных способов защиты от этой ракеты найти не удалось, поэтому решено было усилить средства повышения боевой живучести штурмовика.

В зонах возможного попадания ракет изменили прокладку и повысили прочность топливопроводов, алюминиевые тяги управления заменили стальными. Хвостовую часть фюзеляжа оснастили системой пожаротушения. Между фюзеляжем и двигателями установили стальные экраны толщиной 5 мм и длиной 1,2м. Эти защитные мероприятия прошли испытания на наземном комплексе, имитирующем атаку ракеты. Произведено 15 подрывов боевых частей ракет «Стингер», при этом все жизненно важные системы штурмовика сохранили в достаточной мере работоспособность.

Восемь лет применения штурмовика в Афганистане подтвердили его высокую боевую эффективность. По данным ОКБ им П.О.Сухого, пилотами Су-25 было запущено 139 управляемых ракет, из которых 137 поразили цели. За всю афганскую войну штурмовики Су-25 выполнили 60000 боевых вылетов. При этом потеряно 23 самолета. В среднем на каждый потерянный штурмовик приходилось 2800 часов ( боевого налета. Сбитый Су-25 имел, в среднем, 80-90 боевых повреждений (известны случаи, когда самолет возвращался на базу со 150 пробоинами). По этому показателю он значительно превосходит другие применявшиеся в Афганистане советские самолеты (например, один потерянный Су-17 имел в среднем 15-20 повреждений) и американские самолеты периода войны во Вьетнаме. Су-25 неоднократно возвращались на одном двигателе, с пробитыми топливными баками и тягами управления, с поврежденными лонжеронами крыльев и рябым от попаданий бронестеклом. За весь период боевых действий не было случаев взрыва топливных баков и потери штурмовика из-за гибели летчика.

Длительное время для подготовки пилотов Су-25 не было специализированного самолета. В начале применялись спарки Су-17УМЗ, т.к. системы вооружения самолетов во многом похожи. Однако летные и взлетно-посадочные характеристики Су-25 и Су-17УМЗ настолько различны, что в дальнейшем подготовку летчиков-штурмовиков проводили на самолетах L-39.

В 1985 г. был разработан учебно-боевой вариант штурмовика. Планер самолета претерпел незначительные изменения: установлена вторая кабина и увеличено вертикальное оперение (за счет 400-мм вставки в основании киля). Вариант имел высокую степень унификации с базовым штурмовиком, поэтому опытных экземпляров ОКБ не строило. Машину сразу передали на серийный завод в Улан-Удэ. Здесь 6 августа 1985 г. взлетел первый предсерийный самолетТ-8УБ-1. Государственные испытания, проведенные на Т-8УБ-1 и Т-8УБ-2, завершились в 1987 г. В том же году началось серийное производство учебно-боевого самолета под обозначением Су-25УБ.

К концу 80-х годов реактивные учебно-тренировочные самолеты L-29 и L-39 устарели, их тяговооруженность и характеристики маневренности не отвечали современным требованиям. В рамках конверсии военной техники ОКБ им. П.О.Сухого в 1988 г. предложило еще один вариант штурмовика - самолет Су-25УТ (учебно-тренировочный). С самолета Т-8УБ-1 демонтировали комплекс вооружения, крыльевые пилоны, часть оборудования. Взлетная масса уменьшилась на две тонны, а тяговооруженность с двигателями Р-95Ш возросла до 0,62. Машина могла выполнять сложный пилотаж без потери высоты. Самолет под обозначением Су-28 участвовал (вне конкурса) в первенстве ДОСААФ 1988 г. по высшему пилотажу на реактивных самолетах. Летчик-испытатель Е.И.Фролов занял третье место. Однако стоимость эксплуатации Су-25УТ (Су-28) значительно выше, чем у имевшихся в ДОСААФ L-29 и L-39. Поэтому, несмотря на усиленную рекламу, самолет так и остался в единственном экземпляре.

Небольшой серией строился учебно-тренировочный вариант, предназначенный для отработки летчиками ВМФ навыков пилотирования и полетов в сложных метеоусловиях, техники взлета и посадки на палубу. Его прототип был изготовлен, на опытном производстве ОКБ в Москве доработкой серийного Су-25УБ: усилили амортизаторы основных опор шасси и установили посадочный гак в хвостовой части фюзеляжа. Машине присвоили наименование Су-25УТГ (учебно-тренировочный с посадочным гаком). По планеру, силовой установке, комплексу радиотехнического и навигационного оборудования самолет близок Су-25УТ (Су-28).

Тренировочные полеты предусматривалось проводить не с авианосца, а с наземного имитатора палубы, построенного на авиабазе ВМФ Саки в Крыму. Поэтому самолет плохо приспособлен для постоянного базирования на корабле -консоли крыла не складываются. Однако 1 ноября 1989 г. в Черном море Су-25УТГ, пилотируемый И.Вотинцовым и А.Крутовым, успешно приземлился на палубу авианосца «Тбилиси» (ныне «Адмирал Кузнецов»). В октябре 1992 г. была произведена посадка на авианосец, находившийся в Баренцевом море.

В 1989-1990 гг. на авиазаводе в Улан-Удэ было построено десять самолетов Су-25УТГ. Пять из них, оставшиеся в Саках, вошли в состав авиации флота Украины, один разбился из-за ошибки пилотирования, четыре базируются в Североморске. Для нужд ВМФ России такого количества этих самолетов оказалось недостаточно, поэтому дополнительно модифицировано около 10 самолетов Су-25УБ в вариант Су-25УБП (учебно-боевой палубный).

Базовый штурмовик с двигателями Р-195, оборудованный системой буксировки воздушных мишеней ТЛ-70 (под левой консолью), получил название Су-25БМ (буксировщик мишеней). На крыльевых пилонах самолет может нести пороховые ракеты-мишени. Штурмовики Су-25БМ оснащаются системой дальней навигации РСДН-10.

Серийный выпуск Су-25 был завершен в 1992 г. и, по данным западных экспертов, составил приблизительно 700 самолетов всех модификаций. Одноместные штурмовики (Су-25, Су-25БМ и Су-25Т/ТМ) производились на авиазаводе в Тбилиси, двухместные (Су-25УБ и Су-25УТГ) - в Улан-Удэ. В настоящее время различные варианты Су-25 находятся на вооружении ВВС России, Украины, Белоруссии, Грузии, Узбекистана, Чехии, Словакии, Болгарии, Анголы, Афганистана, КНДР и Ирака.

По данным, представленным в ходе парижских переговоров по ограничению обычных вооружений (октябрь 1990 г. европейской части СССР находилось : самолетов Су-25. Из них Вооружен Силы Украины в настоящее время предлагают 81 штурмовиком: 36 Су-25 и Су-25УТГ в составе полка ВМФ (г. Сакк 35 Су-25 и 6 Су-25УБ в 452-м ОШ (г. Чертков).

Первой зарубежной страной, получившей штурмовик, стала Чехословакия 2 апреля 1984 г. в 30-й Остравский штурмовой авиаполк, базировавшийся г.Градец-Кралове, поступили Су-25К (коммерческий, экспортный вариант). Позднее полк получил спарки Су-25УБ. 36 Су-25К и 4 Су-25УБК приобрела Болгрия. Самолеты базируются в Безмире. К настоящему времени один из них разбился. За период 1986-1990 гг. 60 Су-25 переданы на вооружение ВВС Афганистана. Ирак в конце 80-х гг. купил 45 Су-25 Они активно применялись в ирано-иракской войне, в ходе войны в Персидском заливе самолеты ВВС Ирака использовались ограниченно. Известно, что 21 января 1991 г. семь Су-25К перелетели в Иран, а 6 февраля два Су-25К были сбиты американскими истребителями F-15.

По своей аэродинамической компоновке штурмовик Су-25 - самолет, выполненный по нормальной аэродинамической схеме, с высоко расположенным крылом.

Аэродинамическая компоновка самолета настроена на получение оптимальных характеристик на дозвуковых скоростях полета.

Крыло самолета имеет трапецевидную форму в плане, с углом стреловидности по передней кромки 20 градусов, с постоянной относительной толщиной профиля по размаху крыла. Крыло самолета имеет площадь плановой проекции 30, 1 м.кв. Угол поперечного V крыла составляет - 2, 5 градуса.

Выбранные законы по размаху крутки и кривизны профиля обеспечили благоприятное развитие срыва потока на больших углах атаки, которое, которое начинается вблизи задней кромки крыла в его средней части, что приводит к значительному увеличению момента на пикировании и естественным образом препятствует попаданию самолета на закритические углы атаки.

Нагрузка на крыло выбрана из условий обеспечения полета у земли в условиях турбулентной атмосферы не скоростях вплоть до максимальной скорости полета.

Так как исходя из условий полета в турбулентной атмосфере нагрузка на крыло достаточно высока, то для обеспечения высокого уровня взлетно-посадочных и маневренных характеристик необходима эффективная механизация крыла. Для этих целей на самолете реализована механизация крыла, состоящая из выдвижных предкрылков и двухщелевых трехсекционных (маневр-взлет-посадка) закрылков.

Приращение момента от выпущенной механизации крыла, парируется перестановкой горизонтального оперения.

Установка на концах крыла контейнеров (гондол), в хвостовых частях которых расположены расщепляющиеся щитки, позволила увеличить величину максимального аэродинамического качества. Для этого оптимизирована форма поперечных сечений контейнеров и место их установки относительно крыла. Продольные сечения контейнеров представляют собой аэродинамический профиль, а поперечные сечения - овальные с уплотненной верхней и нижней поверхностями. Испытания в аэродинамических трубах подтвердили расчеты аэродинамиков на получение при установке контейнеров более высоких значений максимального аэродинамического качества

. Тормозные щитки, установленные в крыльевых контейнерах, удовлетворяют всем стандартным требованиям к ним - увеличению сопротивления самолета не менее чем вдвое, при этом их выпуск не приводит к перебалансировке самолета и уменьшению его несущих свойств. Тормозные щитки выполнены расщепляющимися, что позволило увеличить их эффективность на 60%.

На самолете применен фюзеляж с боковымим нерегулируемыми воздухозаборниками с косым входом. Фонарь с плоским лобовиком плавно переходит в гаргрот, расположенный на верхней поверхности фюзеляжа. Гаргрот в хвостовой части фюзеляжа сливается с хвостовой балкой, разделяющей гондолы двигателей. Хвостовая балка - платформа для установки горизонтального оперения с рулем высоты и однокилевого вертикального оперения с рулем направления. Хвостовая балка заканчивается контейнером парашютно-тормозной установки (ПТУ).

Аэродинамическая компоновка штурмовика Су-25 обеспечивает:

получение высокого аэродинамического качества в крейсерском полете и больших коэффициентов подъемной силы на режимах взлета и посадки, а также на маневрировании;

благоприятное протекание зависимости продольного момента по углу атаки, что препятствует выходу на большие закритические углы атаки и, тем самым, повышает безопасность полета;

высокие маневренные характеристики при атаке наземных целей;

приемлемые характеристики продольной устойчивости и управляемости на всех режимах полета;

установившийся режим пикирования с углом 30 градусов при скорости 700 км/час.

Высокий уровень аэродинамического качества и несущих свойств обеспечили возможность возвращения самолета с большими повреждениями на аэродром.

Фюзеляж самолета имеет эллипсовидное сечение, выполнен по схеме полумонокок. Конструкция фюзеляжа сборно-клепанная, с каркасом, состоящим из продольного силового набора - лонжеронов, балок, стрингеров и поперечного силового набора - шпангоутов. Технологически фюзеляж разделяется на следующие основные части:

головную часть фюзеляжа с откидным носком, откидной частью фонаря, створками передней опоры шасси;

среднюю часть фюзеляжа со створками главных опор шасси ( к средней части фюзеляжа крепятся воздухозаборники и консоли крыла);

хвостовую часть фюзеляжа, к которой крепятся вертикальное и горизонтальное оперение.

Контейнер тормозного парашюта представляет собой законцовку хвостовой части фюзеляжа.Эксплутационных разъемов фюзеляж самолета не имеет.

В конструктивно-компановочном плане головную часть самолета можно разделить на следующии отсеки:

- носовую часть фюзеляжа, расположенную перед кабиной и представляющую из себя негермитичный водозащещенный отсек радиоэлектронного оборудования, имеющую сборно-клепную конструкцию и не разъемный стык с кабиной.Для обеспечения доступа к радиоэлектронному оборудования, размещенного в отсеке, на боковых поверхностях носовой части физюляжа выполнены быстросъемные люки, а в передней части откидной носок, который откидывается вверх, а в закрытом виде фиксируется с помощи направляющих штырей и замков;

- кабину с фонарем летчика, изготовленную из тетановых плит, сваренных между собой.В стенках кабины имеются отверстия для прохода коммуникаций и гнезда для такелажных узлов.На полу кабины установлена поперечная балка, воспренемающая нагрузку от узлов крепления подкоса передней опоры шасси. На задней стенки кабины установлены направляющие рельсы кресла. В кабине установлены приборные доски и пульты, органы управления самолетом и двигателем, катапультное кресло летчика. На левом борту самолета установлена откидная подножка, ниша которая имеет коробчетое сечение. Кабина выполнена негерметичной, пылезащещенной с избыточным давлением 0, 03-0, 05 атмосфер. Плита авиационной титановой брони, из которых сварена кабина имеет толщину от 10 до 24 мм. Потери избыточного давления в кабине сведены до минимум за счет герметизации швов и стыков, уплотнение выходов тяг и трубопроводов;ненадувного уплотняющего шланга по всему периметру разъема на откидной части фонаря;

- фонарь летчика состоит из неподвижной передний и откидной частей.Откидная часть фонаря крепится на фюзеляже с помощью замков, жестко закрепленных на подфонарной раме и на левом боковом профиле откидной части. закрытия Открытие фонаря производится в ручную.Подвижная часть откидывается при эксплуатации вправо.При аварийном сбросе фонарь откидывается назад.

- негерметичный подкабинный отсек, расположенный между 4-м и 7-м шпангоутами, в котором установлена авиационная пушка калибра 30 мм с патронным ящиком, системой сбора звеньев и выброса стрелянных гильз и размещена встроенная лебедка для подъема и опускания патронного ящика. Пушка установлена на силовой балке, прикрепленной к полу кабины и к передней консольной балке

- нишу передней опоры шасси, расположенную частично в подкабинном отсеке и частично в закабинном. Нишу окантовывают бимсы. Снизу ниша закрывается двумя створками. Для защиты радиоэлектронного оборудования, расположенного в закабинном отсеке, в нише колеса установлен защитный кожух, выполненный съемным для облегчения доступа к оборудованию

- закабинный отсек, расположенный между кабиной (шпангоут 7) и передним топливным баком (шпангоут 11), представляет собой пылевлагозащищенный отсек радиоэлектронного оборудованию Для обеспечения доступа к оборудованию на верхней и боковых поверхностях головной части фюзеляжа имеются быстросъемные люки. На левом борту в нише бакабинного отсека расположена встроенная откидная трехсекционная стремянка, предназначенная для входа в кабину и подъема на центральную часть фюзеляжа и крыло без использования неземных средств.

Средняя часть фюзеляжа в конструктивно-компоновочном плане делится на следующие отсекам:

передний топливный бак, собранный из клепанных (за исключением нижней - фрезерованной) панелей, расположен между 11-м и 18-м шпангоутами. Для доступа внутрь бака на боковой поверхности имеется люк. В верхней части топливного бака имеется дополнительная надстройка, на верхней поверхности которой расположены агрегаты топливной системы, в том числе заливная горловина;

расходный топливный бак расположенный между 18-м и 21-м шпангоутами. В нижней панели бака выполнен люк для обеспечения доступа внутрь бака. Крышка люка выполнена из бронеплиты, В задней стенке бака расположен круглый технологический люк;

центроплан, установленный сверху, в средней части фюзеляжа, служит для крепления консолей крыла. Центроплан представляет из себя топливный бак-отсек, часть расходного бака. Состоит из верхней и нижней фрезерованных панелей, соединенных между собой нервьюрами и передней и задней стенками и технологическими люками в них.

Консоли крыла крепятся к центроплану при помощи фланцевого стыка по контуру силовых нервюр;

ниши главных опор шасси. расположенные под передним топливным баком (между 12-м и 18-м шпангоутами) слева и справа от плоскости симметрии фюзеляжа. Верхняя часть ниши главных опор ограничена воздушными каналами. Ниша каждой главной опоры шасси закрыта тремя створками;

негерметичный, водозащитный гаргрот, расположенный в верхней части фюзеляжа над передним топливным баком и центропланом между 11 и 20 шпангоутами. Гаргрот служит для размещения трубопроводов дренажа и наддува баков топливной системы, жесткой проводки системы управления самолетом и других коммуникаций. Гаргрот разделен двумя продольными стенками на три секции - центральную и две боковые;

воздушные каналы, проходящие через среднюю часть фюзеляжа от воздухозаборников к мотоотсекам двигателей. Воздушные канады проложены в фюзеляже с зазором относительно топливных баков и опираются на шпангоуты фюзеляжа.

Хвостовая часть фюзеляжа конструктивно-компоновочно делится на следующие отсеки:

хвостовую балку-платформу для установки вертикального и горизонтального оперения. Силовой каркас балки образован поперечным набором шпангоутов и продольным набором верхних, средних и нижних лонжеронов и стрингеров. Хвостовая балка состоит из отсеков, в которых размещено оборудование самолетных систем и систем двигательной установки, а также силовой привод перестановки стабилизатора и контейнер тормозных парашютов. Негерметичный, водозащищенный отсек оборудования расположен в хвостовой балке между 21-м и 35-м шпангоутами. Верхняя секция обшивки хвостовой балки перед килем выполнена в виде съемных крышек люков. На нижней поверхности балки также находятся люки с откидными крышками на замках или болтах. По бортам балки имеются съемные люки для подхода к узлам подвески двигателей. Узлы навески вертикального оперения и стабилизатора установлены на силовых шпангоутах балки. На боковых поверхностях хвостовой балки установлены обтекатели ( зализы) гондол двигателей;

две негерметичные мотогондолы двигателей, расположенные по бортам хвостовой балки фюзеляжа. Каждая мотогондола состоит из несъемной части, состыкованной с хвостовой балкой фюзеляжа, и съемной части - хвостового кока. На силовых шпангоутах мотогондол установлены узлы крепления двигателей. Внутренними стенками мотогондол служат боковые стенки хвостовой балки фюзеляжа. нижняя поверхность несъемных частей мотогондолы состоит из переднего и заднего откидных капотов, обеспечивающих доступ к двигателю. На мотогондолах имеется ряд эксплуатационных люков. На верхней поверхности каждой мотогондолы установлено по одному воздухозаборнику охлаждения двигательного отсека.

На штурмовике Су-25 установлено свободгнонесущее, высокомеханизированное крыло малой стреловидности и большого удлинения.

Крыло состоит их двух консолей, соединенных с центропланом, составляющим одно целое в фюзеляжем. Крыло выполнено по кессонной схеме, поэтому силовую основу каждой консоли составляет кессон, к которому крепятся носовая и хвостовая части консоли. На торцах консолей установлены гондолы с тормозными щитками.

Кессон крыла воспринимает все внешние нагрузки и передает их на центроплан. Кессон крепится к центроплану болтами посредством фланцевого стыка по контуру бортовой нервюры.

Кессон состоит из переднего и заднего лонжеронов, верхней и нижней панелей и нервюр. Внутренняя часть кессона, ограниченная лонжеронами и нервюрами, выполнена герметичной и является топливным баком-отсеком.

На каждой консоли крыла установлено по пять точек подвески вооружения. Основные передние узлы точек подвески установлены по силовым нервюрам на переднем лонжероне со стороны кессона. Из пяти держателей, установленных на каждой консоли крыла, четыре взаимозаменяемых держателя типа БДЗ-25, обеспечивающих пременение всех видов бомбардировочного, ракетного и артиллерийского вооружения, и подвесных топливных баков; один пилон-держатель, предназначенный для установки пускового устройства АПУ-60 для управляемых ракет класса “воздух-воздух” Р-60. Все держатели крепятся к крылу при помощи шкворневых соединений.

В носовой части крыла расположены тяги управления элеронами, система управления предкрылками, жгуты системы управления вооружением, идущие к держателям, электропроводка. Силовой набор носовой части состоит из носков, верхней и нижней обшивок. Часть носков выполнена силовыми, и на них установлены опорные элементы, по которым скользят рельсы предкрылков при их выдвижении и уборке.

Хвостовая часть консоли расположена между кессоном и задней стенкой. В хвостовой части расположены выходные патрубки трубопроводов топливной системы, трубопроводы и агрегаты гидравлической системы управления закрылками, тормозными щитками, бустера управления элеронами. В хвостовой части по осям гидроцилиндров управления закрылками установлены обтекатели гидроцилиндров, состоящие из двух частей: неподвижной, закрепленной на нижней части консоли, и подвижной, закрепленной на гидроцилиндре управления закрылком. Силовой набор хвостовой части состоит из диафрагм, верхней и нежней обшивок, В хвостовой части расположены кронштейны навески закрылков и элеронов.

На конце каждой консоли крыла установлены гондолы с тормозными щитками. Тормозные щитки расположены в хвостовой части гондолы и являются ее естественным продолжением. верхние и нижние основные щитки кинематически связаны между собой и открываются вверх и вниз на одинаковый угол, равный 55 градусам. Привод щитков гидравлический. Верхний и нижний основные щитки имеют дополнительные щитки, которые кинематически связаны с каркасом гондолы. При отклонении основных щитков одновременно отклоняются и дополнительные, и, при максимальном угле открытия основных щитков, равном 55 градусам, дополнительные щитки отклоняются на угол 90 градусов относительно наружной плоскости основных щитков. Площадь тормозных щитков составляет 1, 2 кв.м.

Крепление гондол к крылу осуществляется контурным угольником по верхней и нижней панелям кессона крыла и фитингами со стенками лонжеронов.

На нижней поверхности гондол установлены фары, а на боковой поверхности с внешней стороны - бортовые аэронавигационные огни и разъемы наземного переговорного устройства. На гондолы устанавливаются также противобликовые щитки, предназначенные для защиты кабины от засветки фарами.

На каждой консоли крыла установлен пятисекционный предкрылок, двухсекционный закрылок и элерон.

Предкрылок установлен по всему размаху консоли. каждая секция предкрылка имеет по два рельса дл навески на носовую часть консоли. Управление предкрылком обеспечивается двумя приводами. В корневой части третьей секции предкрылка имеется ступенька по теоретическому контуру, образующая “зуб” по передней кромке предкрылка. Конструкция предкрылка состоит из диафрагм, в том числе силовых, по которым крепятся рельсы, в верхней и нижней обшивок. Секции предкрылка соединяются между собой штырями. Угол отклонения на маневре - 6 градусов, на взлете и посадке - 12 градусов.

Обе секции закрылка каждой консоли двухщелевые, сдвижные, с дефлектором. Внутренние и внешние секции закрылка попарно взаимозаменяемы. Закрылки установлены на кронштейнах хвостовой части крыла на стальных ползунах и на роликах-ловителях.

Силовой набор каждой секции закрылка состоит из лонжерона, двух силовых рельсовых нервюр, силовой преводной нервюры, диафрагм, верхней и нежней обшивок. Все секции закрылков взаимозаменяемы.

Над любой частью закрылка закреплен неподвижно связанный с ним дефлектор. Предкрылки и закрылки трехпозиционные, имеют положения: полетное, маневренное и взлетно-посадочное. Угол отклонения закрылка на маневре - 10 градусов, на взлете и посадке - 40 градусов.

Элерон крыла расположен в концевой части крыла. Элерон имеет три узла навески и осевую компенсацию.

Силовой набор элерона состоит из лонжерона, передней стенки, набора носков и нервюр, верхней и нежней обшивок, лобовиков и балансирами и хвостового профиля. Балансиры прикреплены к передней стенке элерона. Угла отклонения элерона + /- 23 градуса.

Горизонтальное оперение самолета Су-25 состоит их двух консолей стабилизатора и центроплана, составляющих единое целое. Стабилизатор имеет три установочных положения и управляется с помощью привода. Стабилизатор навешивается двумя узлами на силовой шпангоут хвостовой балки, имеет поперечное V, равное +5 градусов.

Продольный набор стабилизатора состоит из двух неразъемных лонжеронов, передних стенок, стрингеров, поперечный набор - из нормальных и силовых нервюр. На силовых нервюрах установлены узлы навески стабилизатора и его привода. К переднему лонжерону стабилизатора крепятся несъемные лобовики. Руль высоты состоит из двух раздельных половин, связанных между собой карданным валом. На каждой половине руля высоты установлен бустер, а на правой половине дополнительно установлен триммер.

Руль высоты имеет аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Каждая половина руля высоты навешивается на стабилизатор по трем узлам.

Триммер и бустера также имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку.

Вертикальное оперение самолета состоит из киля, руля направления и демпфера рыскания.

Киль состоит из центральной силовой части, лобовика и радиопрозрачной законцоки. Продольный набор центральной силовой части киля состоит из трех лонжеронов, передней стенки и стрингеров, поперечный набор - из нервюр, в том числе силовой бортовой нервюры и замыкающей концевой нервюры по стыку с радиопрозрачной законцовкой. Киль крепится к фюзеляжу по трем силовым шпангоутам. Лобовик киля съемный и крепится на болтах к передней стенке силовой части.

В верхней части киля ниже радиопрозрачной законцовки установлен хвостовой аэронавигационный огонь. в киле установлены блоки регистрации полетных параметров системы “Тестер”. В основании киля установлены воздухозаборники системы охлаждения генераторов.

Руль направления имеет аэродинамическую и весовую компенсацию, навешивается на киль на трех узлах. На руле направления расположен триммер и кинематический сервокомпенсатор. На задней кромке руля направления установлены балансировочные пластины.

Конструктивно руль направления состоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля.

Демпфер рыскания - верхняя часть руля направления - имеет аэродинамическую и весовую балансировку, навешивается на киль на двух шарнирных опорах. Демпфер рыскания состоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля.

На самолете Су-25 установлены нерегулируемые боковые воздухозаборники с косыми овальными входами, представляющие собой передние части воздушных каналов двигателей.

Для уменьшения потерь полного давления на входе в компрессор двигателя при работе на месте и при малых скоростях полета, воздухозаборники имеют скругленные входные кромки.

Между бортами фюзеляжа и воздухозаборниками расположены дозвуковые клинья слива пограничного слоя, накопившегося на поверхности фюзеляжа, и имеющие ширину 60 мм. Для улучшения работы воздухозаборника на больших углах атаки, плоскость входа воздухозаборника скошена при виде сбоку на 7 градусов. Воздухозаборники имеют сборно-клепанную конструкцию. носок воздухозаборника имеет продольные диафрагмы для увеличения жесткости конструкции на входе воздушного канала. Внутренняя обшивка воздухозаборника подкреплена кольцевыми шпангоутами, воспринимающими нагрузку разрежения и давления в воздушном канале.

В верхней части каждого воздухозаборника, над воздушным каналом расположены отсеки самолетного оборудования. доступ к которым обеспечивается через съемные люки. На верхней поверхности правого воздухозаборники установлен заборник воздухо-воздушного радиатора системы кондиционирования.

Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с носовым колесом. Главные опоры шасси расположены под средней частью фюзеляжа и убираются в ниши фюзеляжа движением вперед-против полета и к плоскости симметрии самолета.

Передняя опора движением назад-по полету убирается в нишу, расположенную частично в подкабинном и частично в закабинном отсеках. Передняя опора шасси смещена относительно оси симметрии самолета, что обусловлено ее совместным размещением со встроенной пушечной установкой в подкабинном отсеке.

Ниши главных и передней опор закрываются створками. Створки имеют кинематические приводы закрытия на земле и в полете. На главных опорах шасси установлено по одному тормозному колесу типа КТ-136Д с широкопрофильными пневматиками 840х360 мм. На передней опоре шасси установлено нетормозное колесо типа КН-21 с пневматикам 660х200мм.

Рычажная подвеска колес основных и передней опор обеспечивает амортизацию шасси от вертикальных и боковых сил. В выпущенном положении основные опоры самолета фиксируются замками звеньев складывающихся подкосов.

Для улучшения маневренности самолета при движении по земле применена система поворота колеса передней опоры с управлением из кабины.

Управление поворотом колеса передней опоры осуществляется отклонением педалей, связанных механическим приводом с золотниковой головкой гидравлического механизма поворота колес. Амортизация шасси пневмогидравлическая. Выпуск и уборка шасси производится от гидросистемы.

Для защиты воздухозаборников от попадания в них посторонних предметов при взлете, посадке и рулении самолета по взлетно-посадочной полосе на переднюю опору шасси установлен грязезащитный щиток.

Еще одним штатным средством торможения, предназначенным для сокращения длины пробега самолета при посадке и прерванном взлете является парашютно-тормозная установка.

Контейнер ПТУ является законцовкой хвостовой балки фюзеляжа, в котором размещен вытяжной парашют с пружинным механизмом, второй вытяжной парашют. двухкупольный тормозной парашют типа ПТК-25 с куполами крестообразной формы с площадью по 25 квадратных метра каждый и соединительное звено.

Контейнер парашютно-тормозной установки крепится по периметру к силовому шпангоуту хвостовой балки и имеет внешне конусообразную формы, образованную наружной обшивкой. Внутренняя обшивка образует цилиндр, в котором установлена ПТУ. Створка ПТУ представляет собой шаровой сегмент, который перед выпуском парашютов отклоняется вверх.

В систему управления самолетом входит управление рулем направления ( ножное управление), управление элеронами и рулями высоты, управление триммерами, управление стабилизатором (ручное управление).

Для уменьшения усилий на ручке управления самолетом в поперечном канале установлен бустер. Для снятия усилий с ручки управления в системе управления рулем высоты и элеронами установлены механизмы триммерного эффекта с дистанционным электрическим управлением.

Нагрузки от элеронов на ручку управления не передаются; гидроусилители, включенные в систему управления по необратимой схеме, полностью воспринимают шарнирные моменты, возникающие от аэродинамических нагрузок на ручке управления в системе управления элеронами установлен пружинный загрузочный механизм, который изменяет усилия на ручке управления в зависимости от углов отклонения элеронов.

Триммер установлен также и на руле направления.

На самолете установлены два взаимозаменяемых бесфорсажных турбореактивных двигателя Р-95Ш, с нерегулируемым соплом с нижерасположенной коробкой приводов, с автономным электрическим запуском.

Двигатели размещены в мотоотсеках по обеим сторонам хвостовой балки самолета.

Воздух в двигатели подается по двум цилиндрическим воздушным каналам с овальными дозвуковыми нерегулируемыми воздухозаборниками.

Передний торец двигателя стыкуется с воздушным каналом через резиновый уплотнительный жгут.

Двигатель самолета имеет нерегулируемое сужающееся сопло, расположенное в хвостовой части мотогондолы так, что его срез совпадает со срезом мотогондолы. Между внешней поверхностью сопла и внутренней поверхностью мотогондолы имеется кольцевой зазор для выхода воздуха, продуваемого через мотоотсек. Вследствие отрицательного влияния струи двигателя Р-95Ш на горизонтальное оперение угол излома сопла был отклонен вниз на 2 градуса.

Двигатели крепятся к силовым шпангоутам мотогондолы в двух поясях: переднем и заднем. Передний пояс крепления состоит из трех узлов - двух боковых, регулируемых по длине тяг, и верхней цапфы-штыря. Тяги воспринимают вертикальные усилия, а штырь - тягу двигателя и боковые нагрузки. Задний пояс крепления состоит из трех узлов: двух регулируемых по длине боковых тяг, воспринимающих вертикальные усилия, и верхней горизонтальной тяги, воспринимающей боковые нагрузки.

К системам, обеспечивающим работу силовой установки самолета, относятся:

топливная система;

система управления двигателями;

приборы контроля работы двигателей;

система запуска двигателей;

система охлаждения двигателей;

система противопожарной защиты;

система дренажа и суфлирования.

Для обеспечения нормальной работы двигателей и его систем система дренажа обеспечивает выведение остатков топлива, масла и гидросмеси за борт самолета после остановки двигателей или в случае неудавшегося запуска.

Система управления двигателями предназначена для изменения режимов работы двигателей и обеспечивается автономное управление каждым двигателем. Система состоит из пульта управления двигателями на левом борту кабины летчика и тросовой проводки с роликами, поддерживающими трос, тандерами, регулирующими натяжение тросов, и блоков редукторов перед двигателями.

В конструкцию каждого двигателя входят следующие узлы:

осевой двухроторный восьмиступенчатый компрессор;

прямоточная трубчато-кольцевая камера сгорания с десятью жаровыми трубами;

осевая двухступенчатая реактивная газовая турбина с охлажденными сопловыми лопатками первой ступени, корпусом и диском;

нерегулируемое реактивное сопло.

На двигателе устанавливаются следующие агрегаты:

стартер-генератор;

генератор переменного тока;

гидронасос;

топливный насос-регулятор.

Каждый двигатель оборудован следующими системами:

топливной системой;

масляной системой;

системой отбора воздуха;

системой запуска.

Масляная система двигателя - замкнутого типа, автономная, предназначена для поддержания нормального температурного состояния трущихся деталей, мсеньшения их износа и уменьшения потерь на трение.

Система запуска обеспечивает автономный и автоматический запуск двигателей и выход их на устойчивую частоту вращения. Запуск двигателей на земле можно производить от бортового аккумулятора или от аэродромного источника питания.

Охлаждение двигателей, агрегатов и конструкции фюзеляжа от перегрева обеспечивается набегающим потоком воздуха, поступающим через воздухозаборники охлаждения за счет скоростного напора. Воздухозаборники охлаждения двигательных отсеков расположены на верхней поверхности мотогондол. Попавший в них воздух под действием скоростного напора растекается по двигательным отсекам, охлаждая двигатель, его агрегаты и конструкции. Отработанный охлаждающий воздух выходит наружу через кольцевой зазор, образованный мотогондолой и соплами двигателей.

Охлаждение электрических генераторов, установленных на двигателях, также производится набегающим потоком воздуха за счет скоростного напора. Воздухозаборники охлаждения генераторов установлены на верхней поверхности хвостовой балки фюзеляжа перед килем, в хвостовой балке патрубки делятся на левый и правый трубопроводы. Пройдя генераторы и охладив их, воздух выходит в двигательный отсек, смешиваясь с основным охлаждающим воздухом.

Система противопожарного оборудования предназначена для обнаружения, сигнализации и тушения пожара в отсеках двигателей (мотоотсеках).

На самолете установлено противопожарное оборудование с двумя системами сигнализации и двумя огнетушителями.

Противопожарное оборудование включает:

средства предупреждения пожара;

средства сигнализации о пожаре;

средства тушения пожара.

Средствами предупреждения пожара являются конструктивные мероприятия по ограничению распространения пожара, организация охлаждения пожароопасных отсеков, которыми на самолете являются отсеки двигателей, разделенные между собой конструкцией хвостовой балки фюзеляжа.

На самолете установлено две системы сигнализации о пожаре, по одной на каждый двигательный отсек. Система сигнализации о пожаре состоит из исполнительного блока и соединенных с ним двух групп датчиков.

Средства тушения пожара включают в себя два огнетушителя и распределительные коллекторы. Огнетушители расположены в мотоотсеке двигателей, коллекторы с подходящими к ним трубопроводами от огнетушителей установлены по обводам шпангоутов.

Топливная система двигателя предназначена для питания двигателя топливом в процессе запуска и на всех режимах работы. Топливная система двигателя состоит из системы основного топлива и системы пускового топлива.

Топливо на самолете размещено в сообщающихся между собой топливных баках под избыточным давлением 0, 1 кг. на см.кв.

Топливная система самолета обеспечивает подачу топлива из баков к двигателям в заданной последовательности на всех режимах работы самолета и при любом положении его в воздухе. Топливная система включает в себе баки, в которых размещается топливо; агрегаты, устройства и топливопроводы для заправки топливом баков на земле; агрегаты, устройства и трубопроводы, обеспечивающие подачу топлива из баков к двигателям; систему питания двигателей при действии нулевых и отрицательных перегрузок; приборы и устройства для контроля работы топливной системы на земле и в воздухе; агрегаты, устройства и трубопроводы наддува и дренажа топливных баков.

Топливо размещается в двух фюзеляжных баках-отсеках - баке №1 (переднем) и баке №2 (заднем), в баке в центроплане, расположенным над баком №2, в крыльевых баках ( по одному в каждой консоли). всего в самолете Су-25 5 топливных баков. Под консоли крыла самолета можно установить 4 подвесных топливных бака, по два под каждую консоль. Суммарная эксплуатационная емкость топливных баков составляет 3660 литров, в том числе емкость фюзеляжных топливных баков составляет 2386 литра, емкость бака-отсека каждой консоли составляет 637 литров. Топливо из подвесных топливных баков выдавливается в бак №1 воздухом с избыточным давлением 0, 65 кг. на см.кв. Каждый бак имеет емкость 80 литров.

Расходным баком является бак № 2, расположенный в центре тяжести самолета.

Фюзеляжные и крыльевые баки представляют собой герметичные баки-отсеки, являющиеся элементами конструкции фюзеляжа и крыла самолета.

На боковых поверхностях баков №1 и №2, отделенных от воздушного канала компоновочным зазором и на нижних поверхностях бака в центроплане и бака №1 установлен протектор, который существенно снижает потери топлива при пробоях стенок баков и уменьшает возможность возникновения пожара. Двухслойные протектирующие элементы имеют толщину до 20 мм.

Для обеспечения взрывобезопасности топливных баков фюзеляжа, крыла, центроплана и подвесных баков их внутренние объемы заполнены пористым заполнителем - пенополиуретаном. Для обеспечения защиты от пожара смежных отсеков, расположенных рядом с первым и вторым топливными каналами и баками также заполнено пенополиуретаном.

Закладка в баки пенополиуретановых вкладышей производится через монтажные люки.

В подвесные топливные баки пенополиуретановые вкладыши закалываются при разобранном по стыковым шпангоутам баке. Крепление вкладышей в баке осуществляется путем их натяга при помощи лент, а также вследствие того, что вкладыши вырезаются по внешнему контуру баков с припуском.

Система дренажа и наддува обеспечивает в крыльевых и фюзеляжных баках избыточное давление на всех режимах полета, с этой целью все баки соединены дренажными трубопроводами, в которые подается воздух от заборника скоростного напора и системы наддува.

Заправка баков топливом осуществляется двумя способами: - открытым централизованным; - открытым через заливные горловины каждой емкости. При открытом централизованном способе заправка фюзеляжных и крыльевых баков выполняется через заправочную горловину бака №1.

Последовательность выработки топлива из баков обусславлена требованием сохранения центровки самолета в заданных пределах на всех режимах полета. Так как бак №2 - расходный, от вырабатывается в в последнюю очередь и поддерживается заполненным на всех режимах работы двигателя за счет перекачки топлива из баков фюзеляжа и крыла. Подача топлива к двигателям обеспечивается тремя способами:

подкачивающим насосом из бака №2 на всех режимах полета при отсутствии нулевых и отрицательных перегрузок;

вытеснением из бачка-аккумулятора при действии нулевых и отрицательных перегрузок;

самотеком через обратные клапаны при отказе насоса. Топливо к насосам, установленным по одному на каждом двигателе, подается из расходного бака насосом подкачки.

Емкость бачка-аккумулятора обеспечивает работу двигателей на нулевых или отрицательных перегрузках в течении 15-ти секунд. При нормальной работе топливной системы бачок-аккумулятор полностью заполнен топливом.

Топливо из крыльевых баков в расходный перекачивается струйными насосами.

Выработка топлива из подвесных топливных баков производится под действием давления наддува. Подвесные топливные баки вырабатываются в первую очередь. Конструктивно подвесной топливный бак выполнен в виде цилиндрической оболочки, подкрепленной шпангоутами, приваренными к ней электросваркой. Для улучшения транспортабельности и условий хранения подвесной бак выполнен разъемным, из трех частей: носовой, средней и хвостовой, соединенных по стыку болтами. Герметичность обеспечивается установкой по разъемам стыковых колец. На хвостовой части подвесного топливного бака установлен стабилизатор, состоящий из двух горизонтально расположенных консолей. Средняя часть подвесного топливного бака - силовая, на ней расположены узлы подвески бака к балочному держателю.; в средней части подвесного бака установлена труба, служащая для отбора топлива из бака.

Для спасения летчика на самолете Су-25 установлено катапультное кресло К-36Л, которое служит рабочим местом летчика и обеспечивает его спасение до скоростей 1000 км. в час во всем диапазоне высот полета, включая взлет и посадку, оно является облегченным вариантом кресла К-36Д, и не имеет ограничителей разброса рук, дефлектора и системы подтяга ног.

В полете летчик удерживается в кресле индивидуальной подвесной и привязной системой. а бесступенчатое регулирование сиденья по росту обеспечивает летчику удобное для работы и обзора положение в кабине.

Защита летчика от возникающих при катапультации перегрузки и воздействия скоростного напора обеспечивается высотным снаряжением, принудительной фиксацией в кресле и устойчивой стабилизацией катапультного кресла. катапультирование производится при вытягивании ручек катапультирования, после чего все системы кресла и бортовая система аварийного сброса фонаря срабатывают автоматически вплоть до ввода спасательного парашюта и отделения летчика от кресла. После отделения от кресла купол спасательного парашюта наполняется и обеспечивает спасение летчика, а поддержание жизнедеятельности летчика после приземления или приводнения обеспечивается средствами носимого аварийного запаса, отделяющегося от кресла вместе с летчиком.

Сброс откидной части фонаря возможен от ручки катапультирования на кресле к- 36Л и от ручки автономного сброса. Управление откидной частью фонаря осуществляется от двух систем - эксплуатационной и аварийной.

Система кондиционирования воздуха обеспечивает:

необходимые условия для работы летчика в кабине, поддерживает избыточное давление в кабине в пределах (0,03- 0,05) кгс. на см.кв.

обогрев и вентиляцию кабины;

предохранение стекол фонаря от запотевания;

необходимую температуру в блоках радиоэлектронного оборудования.

Для улучшения теплового режима летчика установлена система вентиляции снаряжения, обеспечивающая подачу на всех режимах полета, разбеге и рулежке, необходимого расхода кондиционированного воздуха в пространство под одеждой.

Для системы кондиционирования используется воздух, отбираемый за восьмой ступенью компрессора каждого двигателя, который затем последовательно охлаждается в двух воздуховоздушных радиаторах и в турбохолодильнике. Система кондиционирования начинает работать одновременно с запуском двигателей.

Регулирование подачи воздуха в кабину, а также включение и отключение вентиляции костюма осуществляется летчиком вручную.

Кислородное оборудование совместно со специальным снаряжением предназначено для обеспечения необходимых условий жизнедеятельности летчика и обеспечивает полеты в следующих условиях: длительно на всех высотах полета самолета и кратковременно при катапультировании.

При проведении полетов летчик должен быть одет в следующее специальное снаряжение:

защитный шлем с кислородной маской;

вентилируемый костюм;

противоперегрузочный костюм.

Полеты над водной поверхностью выполняются в морском спасательном снаряжении.

Кислородное оборудование состоит из двух кислородных систем: основной и кресельной.

Основная кислородная система состоит из бортового комплекта кислородного прибора и кислородных баллонов. Бортовой запас кислорода основной системы заключен в четырех пятилитровых баллонах в газообразном состоянии при давлении 150 атмосфер.

Подача кислорода в маску при нормальной работе оборудования производится легочным автоматом кислородного прибора, начиная с высоты 2 км.

Кресельная кислородная система состоит из блока кислородного оборудования, объединенного разъема коммуникаций, механизмов автоматического и ручного включения системы.

Система предназначена для питания кислородом при катапультировании в кресле и последующем спуске, при отказе основной системы, для обеспечения всплытия из-под воды после катапультирования и пребывания на плаву в течении 3 минут с момента включения системы.

Гидравлическая система самолета состоит из двух независимых друг от друга гидросистем.

Каждая гидросистема состоит из блока питания, магистралей нагнетания и слива и отдельных систем, состоящих из распределительных устройств, органов и исполнительных магистралей.

Первая гидросистема обеспечивает управление колесом передней опоры шасси. уборку и выпуск тормозных щитков, уборку и выпуск предкрылков и закрылков. перестановку стабилизатора, управление элеронами, аварийный выпуск шасси, автоматическое торможение колес основных опор при уборке шасси, аварийное торможение колес основных опор шасси.

Вторая гидросистема обеспечивает уборку и выпуск шасси. основное торможение колес основных опор шасси, управление элеронами, управление колесом передней опоры шасси.

Каждая гидравлическая система имеет свой источник давления (насос), свои распределительные устройства, исполнительные органы, трубопроводы и емкости с рабочей жидкостью. Давление в гидросистемах 210 килограммов на квадратный сантиметр. Обе гидросистемы являются системами закрытого типа с поддавливанием от гидроаккумулятора.

Система электроснабжения самолета состоит из источников электроэнергии и электрической сети, в которую входят: аппаратура управления, регулирования и защиты, коммутационная аппаратура, электропроводка и электроразъемы.

Генераторы переменного и постоянного тока и преобразования в полете обеспечивают каждый свою группу потребителей. Основными источниками однофазного тока являются два комбинированных преобразователя.

Аварийным и резервным источником постоянного тока являются две аккумуляторные батареи.

Для подключения бортовой электросети самолета к наземным источникам электроэнергии на борту самолета установлены два штепсельных разъема аэродромного питания (один - постоянного тока. второй трехфазного переменного тока).

Противообледенительной системы входных кромок воздухозаборников и передних кромок несущих поверхностей нет.

На самолете стоит противообледенительная система фонаря, которая обеспечивает обогрев лобового бронеблока козырька фонаря.

На экспериментальном самолете Т8 - 1 противообледенительная система фонаря включила систему обдува лобового бронеблока горячим воздухом от системы кондиционирования.

Уже на модификации Су-25Т дополнительно установлена спиртовая система противообледенения стекла лазерной станции прицеливания “Причал” комплекса “Шквал”, включающая спиртовой бачок емкостью 6 литров и систему распыления.

Радиоэлектронное оборудование включает в себя:

прицельное оборудование;

пилотажно-навигационное оборудование;

радиотехническое оборудование;

средства обороны самолета;

аппаратуру регистрации и контроля.

Прицельное оборудование.

Прицельное оборудование самолета обеспечивает решение задач применения вооружения по наземным и воздушным целям в условиях их визуальной видимости.

В состав прицельного оборудования входят:

авиационный стрелково-бомбардировочный прицел АСП-17БЦ, обеспечивающий прицеливание при стрельбе, бомбометании и пуске ракет днем и ночью по визуально видимым наземным и воздушным целям;

лазерная станция подсвета и дальнометрирования “Клен-ПС” (9, 17), которая обеспечивает измерение наклонной дальности до цели при решении задач прицеливания и выдачи ее в прицел, а также для наведения УР с лазерной головкой наведения;

блок согласующих устройств;

аппаратура формирования сигналов управления, обеспечивающая формирование электрических сигналов для отклонения зеркала станции подсвета и дальнометрирования и подвижной марки прицела, пропорциональных управляющим воздействиям летчика.

Пилотажно-навигационное оборудование.

Основой пилотажно-навигационного оборудования является навигационный комплекс КН-23-1, который предназначен для определения и выдачи в прицельно-вычислительные устройства и на индикаторные приборы навигационно-пилотажных параметров, необходимых для выполнения полета и решения боевых задач.

Навигационный комплекс обеспечивает:

непрерывное автоматическое счисление координат самолета по данным автономных средств;

выполнение маршрутного полета, выход в район заданной цели, возврат на аэродром посадки, снижение на высоту предпосадочного маневра, повторный заход на посадку;

определение и выдачу основных навигационных и пилотажных параметров.

Навигационный комплекс состоит из:

инерциальной курсовертикали ИКВ-1;

адиотехнической системы ближней навигации и посадки (РСБН);

доплеровского измерителя путевой скорости и угла скоса. Кроме навигационного комплекса в состав пилотажно-навигационного оборудования самолета входят:

втоматический радиокомпас, обеспечивающий вождение самолета по приводным и широковещательным радиостанциям, а также заход на посадку в условиях отсутствия наземной системы РСБН или при отказе бортовой системы;

система воздушных сигналов, обеспечивающая выдачу потребителям и на индикаторы истинной воздушной скорости, абсолютной и относительной барометрической высоты и числа М полета;

радиовысотомер малых высот;

маркерное радиоприемное устройство. обеспечивающее определение момента пролета самолета над марекрным радиомаяком;

датчики углов и скольжения ДУА-3;

приемники воздушного давления: основной - ВД-18Г-3М и резервный - ПВД - 7;

автономные пилотажно-навигационные приборы в кабине летчика.

Радиотехническое оборудование.

Радиотехническое оборудование самолета обеспечивает радиосвязь с наземными объектами и с самолетами во всем диапазоне высот и радиусов самолета.

В состав радиотехнического оборудования входят:

- связная радиостанция Р-862, предназначенная для телефонной радиосвязи в метровом и дециметровом диапазонах волн между самолетами и наземными объектами;

радиостанция связи с сухопутными войсками Р-828, которая обеспечивает радиотелефонную связь с пунктами управления и отдельными подвижными объектами войск. Р-828 - малогабаритная многоканальная ультракоротковолновая радиостанция, позволяющая осуществлять безпоисковую и безподстроечную радиосвязь в пределах прямой видимости;

самолетный радиолокационный ответчик системы госопознования;

самолетный ответчик СО-69, предназначенный для решения задач управления воздушным движением на трассах и в зонах аэродромов и работающий с радиолокаторами систем посадки, обнаружения и наведения;

антенно-фидерная система; - самолетное переговорное устройство СПУ-.

Средства обороны самолета.

Средства обороны самолета включают в себя:

аппаратуру обнаружения работающих РЛС;

станцию активных радиотехнических помех;

автомат постановки пассивных инфракрасных помех и дипольных отражателей.

Средства обороны самолета обеспечивают предупреждение летчика об облучении самолета наземными РЛС зенитно-ракетных комплексов и истребителей противника. пеленгование РЛС в различных режимах излучения, прогнозирование пусков ракет класса “воздух-воздух” и”воздух-поверхность”, создание активных помех РЛС управления оружием, создание инфракрасных помех ракетам с тепловыми головками самонаведения.

Аппаратура регистрации и контроля.

Аппаратура регистрации и контроля, установленная на самолете, включает в себя:

систему записи режимов полета и параметров бортовых систем “Тестер-УЗ”;

фотоконтрольный прибор СШ-45;

авиационный киносъемочный аппарат АКС-5;

самолетный магнитофон МС-61М.

Бортовая система “Тестер-УЗ” предназначена для регистрации параметров полета и сохранения записанной информации полета и сохранения записанной информации в случае летного пришествия. Послеполетная дешифровка записанной информации позволяет оценить работу систем, траекторию и положение самолета в пространстве. действия экипажа в полете.

Основу системы регистрации параметров составляет магнитный регистратор, производящий измерения.

Для сохранения записанной информации в случае летного происшествия, летно-протяжный механизм с магнитным накопителем информации размещен в специальном контейнере.

Фотоконтрольный прибор СШ-45 предназначен для проверки правильности прицеливания при работе с прицелом как при боевом применении вооружения, так и в учебных целях. Прибор установлен непосредственно на прицеле, что позволяет производить одновременно съемку цели и сетки прицела.

Авиационный киносъемочный аппарат АКС-5 установлен в носовой части фюзеляжа и предназначен для контроля результатов стрельбы из пушек и при пуске ракет.

Магнитофон МС-61М предназначен для документирования переговоров экипажа с другими абонентами, а также записи позывных радиомаяков и специальных сигналов.

Вследствие возложенных на штурмовик обязанностей он несет на себе мощное наступательное вооружение. В процессе разработки машины, а также в ходе ее дальнейшей модернизации по желанию заказчика на самолет устанавливались все более новые системы вооружения, позволяющие расширять возможности применения СУ-25.В варианте аван-проекта ЛСШ самолет имел 6 подкрыльевых точек подвески на которых подвешивались бомбы, неуправляемые ракеты, подвесные пушечные установки и топленные баки, а также один подфизюляжный узел подвески, на котором размещались или подвесная пушка, или дополнительный топливный бак общей массой 2500 кг.В варианте проекта ЛВСШ самолет уже имел практически схожие с серийными машинами характеристики-10 узлов подвески, мощное вооружение общей массой 300 кг.

Вооружения серийного армейского самолета-штурмовика состоит из средств поражения наземных и воздушных целей и системы управления оружием (СУО), обеспечивающей надежное поражение различными способами в условиях их визуальной видимости.

Самолет имеет 10 узлов, подвески расположенных под крылом, на восьми из них, рассчитанных на погрузку 500 кг, он несет различное вооружение следующих типов:

бомбардированное;

управляемое ракетное;

неуправляемое ракетное;

пушечное (артиллерийское), а на двух остальных - управляемые ракеты (УР) “воздух-воздух” для ближнего боя. Бомбардировочное вооружение размещается на балочных держателях БДЗ-25 или многозамковых балочных держателях МБД-2-67У.

Основные модификации:

Су-25 - первая серийная модификация штурмовика.

Су-25УТ, Су-28, Су-25УБ - двухместные учебные и учебно-боевые самолеты различного назначения (1979 - 1989 гг.).

Су-25УБК - экспортный вариант самолета Су-25УБ.

Су-25УТГ - (Г - с гаком) - двухместный самолет для отработки техники посадки с использованием наземных и палубных аэрофинишеров (1987 г., серийно строился в 1990 - 1991 гг.);

Су-25БМ - самолет-буксировщик мишеней (1984 г.).

Су-25К - экспортный вариант Су-25.

Су-25Т, ТМ - штурмовик с новым радиоэлектронным оборудованием и вооружением (1990, 1993 гг.)

Су-25ТК - экспортный вариант Су-25Т (1991 г.).

ТТХ

Размах крыла

14.4 м

Длина самолета

15.3 м

Высота самолета

5.2 м

Масса

16.5 - 19.5 т

Двигатели

2 ТРД Р-195

Тяга

2 х 4500 кгc

Потолок

7000-10000 м

Макс.высота боевого применения

5000м

Максимальная скорость

950 км/ч

Экипаж

1 человек

Боевой радиус действия

1250 км(на высоте)

700 км (у земли)

Практическая дальность

1850 км

Год принятия на вооружение

1979

Вооружение

1 30-мм двуствольная пушка ГШ-30-2 в нижней носовой части с 250 патронами.

Боевая нагрузка - 4340 кг на 8(10) узлах подвески, нормальная нагрузка - 1340 кг

Бомбовая нагрузка : До 8 бомб с лазерным наведением,

8-10 500-,250-кг бомбы, 32 100-кг бомбы,

бронебойные бомбы, напалмовые баки

НУР: 8-10 ПУ УБ-32-57 (320(252) х 57-мм)

или 8-10 240-мм, блоки НАР типа С-5 (57 мм), С-8 (80 мм), С-24 (240 мм) и С-25 (340 мм).

УР: "воздух-воздух" Р-3(АА-2) или Р-60(АА-8)

"воздух-поверхность" Х-25МЛ, Х-29Л и С-25Л

Контейнеры СППУ-22 с двухствольной 23-мм пушкой ГШ-23Л с 260 патронами.

В начало

ТУ-95М

Поскольку испытания первых Ту-95 показали, что требования ПСМ на разработку Ту-95 не были выполнены по некоторой части летных данных, в марте 1956 года принимается решение довести характеристики самолета до заданных и предъявить модернизированный самолет на контрольные испытания. Был доработан серийный самолет №101 путем установки на нем новых двигателей НК-12М со взлетной мощностью 15000 э.л.с., с винами АВ-60М. Запас топлива был увеличен до 89,53 тонны, взлетная масса до 182 тонн.
С 22 февраля по 16 октября 1957 года модернизированный самолет проходил заводские испытания, подтвердившие возможность улучшения летных данных самолета Ту-95. Именно эти испытания позволили принять на вооружение самолет Ту-95 (Распоряжение Совета Министров СССР № 2396 от 26.09.1957 г., по которому Ту-95 принимался на вооружение с данными модернизированного самолета № 6).
В конце 1957 года Ту-95М был запущен в серийное производство и до конца года было выпущено 19 самолетов. На этом серия Ту-95 и Ту-95М закончилась.
Контрольные испытания серийного Ту-95М №410 проводились весной -осенью 1958 года. На них самолет при взлетной массе 182 тонны, бомбовой нагрузке 5 955 кг (масса реальной советской ядерной бомбы) и 5% остатка топлива в конце маршрута показал практическую дальность 13200 км. Максимальная скорость составила 902 км/ч, а крейсерская находилась в пределах 720-750 км/ч. Эти данные были записаны в технические условия на поставку Ту-95М, по которым заказчик принимал серийные машины.
Ту-95М внешне почти не отличался от Ту-95, за исключением наличия дополнительных воздухозаборников в верхней части мотогондол, предназначенных для обдува электрооборудования. Однако в модификационном ряду он занимает важное место как вариант, на котором удалось вылечить многие "детские болезни" машины. Вопрос модернизации, начавшейся с установки более мощных двигателей, потребовал и других доработок базовой конструкции. Двигатель НК-12М имел мощность на 25% большую, чем НК-12. Увеличение мощности двигателей вызвало рост напряжений в лопастях винтов. Напряжения в лопастях, кроме мощности на валу двигателя, пропорциональны произведению скоростного напора на угол атаки винтов. Поэтому для получения приемлемых напряжений в лопастях винтов при повышении мощности двигателей пришлось уменьшить угол установки двигателей на 1 град, против 0 град, относительно хорды крыла на Ту-95. Винты АВ-60М с дюралевыми лопастями и профилями типа НАКА имели на крейсерском режиме на 4% большее КПД, чем АВ-60. Увеличение КПД винтов привело к уменьшению километрового расхода топлива. Длина разбега Ту-95М при прочих равных условиях сократилась на 20% по сравнению с Ту-95, и с учетом увеличения взлетной массы практически осталась прежней. С целью уменьшения усилий на штурвале (для подъема носового колеса на разбеге), а также при посадке угол установки стабилизатора по отношению к хорде крыла уменьшили на 1 град. Увеличение мощности двигателей, помимо увеличения максимальных горизонтальных скоростей и увеличения практического потолка, подняло вертикальные скорости и соответственно сократило время набора высоты. Был изменен порядок расхода топлива из различных групп топливных баков, в результате чего задняя центровка сдвинулась вперед при той же нейтральной центровке, соответственно запас продольной устойчивости Ту-95М увеличился.
В 70-е годы Ту-95М вместе с Ту-95 прошел весь цикл доработок и усовершенствований, позволивших ему оставаться в строю вплоть до 80-х годов. В конце своей карьеры Ту-95М были, как и Ту-95, переоборудованы в учебные.

ТТХ

Размах крыльев, м

- 50.04

Длина, м

- 46.17

Высота, м

- 12.5

Площадь крыла, м2

- 283.7

Масса, кг

- пустого самолета

- 84300

- максимальная взлетная

- 182000

Тип двигателя

- 4 НК-12М

Тяга, кгс

- 4 х 15000

Максимальная скорость, км/ч

- 905

Крейсерская скорость, км/ч

- 720-750

Практическая дальность полета, км

- 13200

Практический потолок, м

- 11900

Экипаж, чел

- 8

Вооружение:

6 спаренных 23-мм пушек АМ-23, расположенных в 3 оборонительных установках: верхней ДТ-В12, нижней ДТ-Н12, и кормовой ДК-12. Общий боезапас - 2500 выстрелов.

Самолёты поднимают до 12000 кг боевой нагрузки. У бомбардировщика она была представлена свободнопадающими бомбами калибром от 1500 до 9000 кг, как фугасных, так и ядерных, подвешиваемых в фюзеляжном отсеке.

В начало

МиГ-25П

Появление в конце 50-х гг. в США сверхзвуковых стратегических бомбардировщиков B-58 "Хастлер" и разработка там еще более скоростных и высотных стратегических бомбардировщиков XB-70 "Валькирия" и разведчиков SR-71 "Блэкберд" поставили перед советской авиационной промышленностью задачу срочного создания эффективного средства для борьбы с ними. ОКБ А.И.Микояна уже имело опыт разработки и испытаний серии опытных сверхзвуковых истребителей-перехватчиков, которые создавались в рамках системы перехвата "Ураган" (И-3У, И-7У, И-75, Е-150) и оснащались бортовыми радиолокационными станциями и управляемым ракетным оружием. Последние самолеты этой серии (Е-150 и Е-152) впервые в СССР могли летать со скоростями 3000 км/ч (однако время полета с высокой сверхзувковой скоростью было ограничено) и достигать практического потолка 22-23 км.

Таких высотно-скоростных характеристик было вполне достаточно для перспективного перехватчика; вместе с тем, для успешной борьбы со столь грозными целями, какими являлись B-58, XB-70 и SR-71, он должен был обладать значительно большими рубежами перехвата, иметь радиолокатор с большей дальностью обнаружения цели и всеракурсные ракеты "воздух-воздух" с большей дальностью пуска.

К разработке такого самолета, получившего внутризаводское обозначение Е-155, специалисты ОКБ А.И.Микояна приступили в 1961 г. При его проектировании в значительной степени учитывался опыт создания самолетов Е-150 и Е-152, в первую очередь в части применения конструкционных материалов, выдерживающих сильный термодинамический нагрев при полете с высокими сверхзвуковыми скоростями, использования низконапорного турбореактивного двигателя Р15-300 и автоматизации процесса перехвата при наведении самолета на цель с наземного командного пункта. Помимо истребителя-перехватчика (Е-155П) прорабатывались еще два варианта самолета - высотный скоростной разведчик (Е-155Р) с несколькими вариантами комплектации разведывательной аппаратуры и самолет-носитель аэробаллистической ракеты. В конструктивном плане все три варианта должны были иметь максимально возможную унификацию и отличаться, в основном, только составом оборудования и вооружения.

Предложения ОКБ А.И. Микояна нашли поддержку у руководства Министерства обороны, и 5 февраля 1962 г. вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о создании истребителя-перехватчика Е-155П и разработке на его базе высотного самолета оперативной разведки Е-155Р. В том же году состоялась макетная комиссия по самолету. По своему облику Е-155 не напоминал ни один из существовавших в то время истребителей: его планировали оснастить плоскими боковыми воздухозаборниками с горизонтальным клином, двухкилевым оперением и тонким трапециевидным крылом малого удлинения.

Большая взлетная масса (более 35 т) и уникальные высотно-скоростные данные (скорость 3000 км/ч, потолок 22-23 км) обусловили выбор силовой установки, в которую вошли два ТРДФ типа Р15Б-300 тягой на форсаже по 11200 кгс, установленные рядом в хвостовой части фюзеляжа. Создание самолета с такими высотно-скоростными характеристиками и рубежами перехвата на сверхзвуковой скорости было связано с необходимостью преодоления так называемого теплового барьера: традиционные конструкционные материалы, используемые в авиации, не могли работать в условиях длительного нагрева до температур порядка 300оС, возникающего при полете с числами М>2.5. В связи с этим в качестве основных конструкционных материалов самолета Е-155 были выбраны нержавеющие стали ВНС-2, ВНС-4 и ВНС-5 (до 80% от общей массы конструкции), титановые сплавы (около 8%) и жаропрочные алюминиевые сплавы АТЧ-1 и Д-19Т (около 11%), а основным технологическим процессом изготовления планера стала автоматическая сварка.

Самолет Е-155П должен был войти в состав авиационно-ракетного комплекса перехвата воздушных целей С-155, включавшего помимо истребителя-перехватчика, который оснащался бортовой РЛС "Смерч-А" и управляемыми ракетами К-40 с полуактивными радиолокационными и тепловыми головками самонаведения, наземную систему наведения самолета на цель "Воздух-1" с аппаратурой передачей команд наведения на борт самолета "Лазурь". В 1962-1963 гг. в опытном производстве ОКБ-155 была начата постройка четырех опытных экземпляров Е-155: двух - в варианте перехватчика (Е-155П1 и Е-155П2) и двух - в варианте разведчика (Е-155Р1 и Е-155Р2). Сборка Е-155П1 завершилась летом 1964 г., 12 августа он был перебазирован на летную станцию ОКБ в Жуковском, и 9 сентября 1964 г. летчик-испытатель П.М. Остапенко впервые поднял его в воздух. Спустя год на ЛИС поступил и второй перехватчик - Е-155П2. Первый вылет на нем состоялся 16 сентября 1965 г.

Для ускорения испытаний параллельно началось освоение производства Е-155П на авиационном заводе № 21 в Горьком (ныне - НАЗ "Сокол", г. Нижний Новгород). Уже в 1966 г. к государственным испытаниям, развернутым в декабре 1965 г., присоединились два первых перехватчика, собранных в Горьком - Е-155П3 и Е-155П4. В отличие от Е-155П1 и Е-155П2 они оснащались четырехточечной подвеской ракет (первые два прототипа несли всего по две ракеты К-40). Для доводки РЛС "Смерч-А" и ракет К-40 использовалась также созданная 1966 г. на базе самолета Ту-104А № 42326 летающая лаборатория ЛМ-104. Летом 1967 г. горьковский завод выпустил пятый опытный перехватчик - Е-155П5, ставший (с учетом параллельно строившихся опытных разведчиков Е-155Р) восьмым летным экземпляром самолета Е-155. На концах его крыла для повышения путевой устойчивости устанавливались дополнительные вертикальные поверхности - "ласты", объединенные со штангами, выполняющими функции противофлаттерных грузов.

Четыре опытных перехватчика приняли 9 июля 1967 г. участие в воздушном параде в Домодедово. Пилотировали их военные летчики-испытатели ГК НИИ ВВС, проводившие государственные испытания Е-155П: И.И. Лесников (на Е-155П1), Г.А. Горовой (на Е-155П2), В.И. Петров (на Е-155П3) и Г.Б. Вахмистров (на Е-155П5). Демонстрация новейших истребителей-перехватчиков вызвала необычайное оживление на трибунах. 5 октября 1967 г. летчик-испытатель А.В. Федотов установил на Е-155П1 мировой рекорд высоты полета с грузом 1 и 2 т, составивший 29977 м, превысив принадлежавший до этого США рекорд на 4000 м.

В 1966 г. в ОКБ были проведены работы по внедрению в конструкцию самолетов Е-155П3, Е-155П4 и Е-155П5 (а также разведчика Е-155Р3) большого объема конструктивных усовершенствований. Техническая документация на эти доработки была передана на завод в Горьком, где в 1967 г. был выпущен 9-й летный экземпляр самолета - Е-155П6. К числу внедренных конструктивных усовершенствований относились: изменение оборудования кабины летчика, удлинение носовой части фюзеляжа, применение двигателей с автономным запуском с помощью турбостартера и приводами генераторов переменного тока, модифицированная система регулирования воздухозаборников, увеличение площади килей, усиление крыла, использование на нем новых законцовок без "ластов", с обычными противофлаттерными грузами, применение колесно-лыжного шасси (на практике так и не внедренного) и соответствующая перекомпоновка ниш основных опор шасси, замена части оборудования на более совершенное.

В том же 1967 г. на горьковском заводе были собраны первые серийные перехватчики - Е-155П7, Е-155П8 и Е-155П9, а в 1968 г. - Е-155П10 и Е-155П11. Эталоном для серийного производства послужил самолет Е-155П6. Все они, наряду с самолетами установочной партии (самолеты № 501, 502, 503), участвовали в государственных испытаниях комплекса перехвата С-155, начатых в декабре 1965 г. Первый этап этих испытаний завершился в ноябре 1968 г. выдачей предварительного заключения о запуске самолета в серийное производство. В связи с этим приказом по МАП ему было присвоено официальное обозначение МиГ-25П (изд.84) . В ноябре того же 1968 г. начался этап Б, успешно завершившийся в мае 1970 г. Незадолго до этого первые серийные МиГ-25П поступили в Учебный центр авиации ПВО в Саваслейке и авиаполк в Правдинске, где начались войсковые испытания, а со второй половины 1970 г. началось перевооружение и других полков войск ПВО на новый тип самолета.

Постановлением Совета Министров СССР от 13 апреля 1972 г. истребитель-перехватчик МиГ-25П в составе комплекса перехвата МиГ-25-40 (С-155) был принят на вооружение. Авиационно-ракетный комплекс перехвата МиГ-25-40 включал самолет-носитель МиГ-25П с радиолокационным прицелом "Смерч-А" и навигационным комплексом "Полет-1И", вооруженный 4 управляемыми ракетами Р-40 средней дальности с радиолокационными (Р-40Р) и тепловыми (Р-40Т) головками самонаведения, и бортовую аппаратуру "Лазурь-М" системы наведения на цель "Воздух-1".

В процессе государственных испытаний и последующей эксплуатации самолетов в их конструкцию был внесен ряд дальнейших изменений. Часть из них была вызвана рядом тяжелых летных происшествий, случившихся с опытными и первыми серийными самолетами. 30 октября 1967 г. при попытке установления рекорда скороподъемности потерпел катастрофу самолет Е-155П1, пилотируемый военным летчиком-испытателем И.И. Лесниковым. Причиной происшествия стало явление реверса элеронов при превышении ограничений по приборной скорости полета. По итогам расследования этой катастрофы для обеспечения удовлетворительной поперечной управляемости самолета во всем диапазоне скоростей полета в его конструкцию было введено дифференциальное отклонение половин стабилизатора для управления по крену, что позволило повысить допустимую максимальную приборную скорость с 1000 до 1200 км/ч. 26 апреля 1969 г. при выполнении ознакомительного полета командующим авиации ПВО генералом А.Кадомцевым потерпел катастрофу самолет Е-155П11.

Причиной этого происшествия стал отрыв лопатки турбины двигателя Р15Б-300, вызвавший повреждение конструкции самолета и пожар на борту. После катастрофы генерала Кадомцева турбина двигателя была подвергнута доработке, а температура газов перед турбиной была временно ограничена.

Несколько тяжелых летных происшествий произошло в начале 70-х гг. уже после освоения эксплуатации МиГ-25П в войсках. 31 мая 1973 г. в Ахтубинске разбился МиГ-25П № 808, пилотируемый летчиком-испытателем ГК НИИ ВВС А.В.Кузнецовым, - первый самолет с дифференциальным стабилизатором. Аналогичные происшествия произошли вскоре с военным летчиком Майстренко в Кубинке и летчиком-испытателем ЛИИ О.В.Гудковым (4 октября 1973 г.). Причиной всех трех катастроф стала перекомпенсация стабилизатора: на определенных режимах - мощности гидравлических рулевых приводов не хватало для управления горизонтальным оперением. Для преодоления этого дефекта был предпринят перенос оси вращения стабилизатора на 140 мм вперед, после чего самолет стал надежно и эффективно управляться во всем допустимом диапазоне скоростей и высот полета.

Ряд усовершенствований был внедрен и в оборудовании перехватчика. Так, бортовая РЛС "Смерч-А" в ходе производства МиГ-25П была заменена на более надежную РЛС "Смерч-А2", модернизации подверглись аппаратура приборного наведения, система автоматического управления, радиосвязное оборудование. В 1974 г. на испытания была представлена модифицированная РЛС "Смерч-А3" с режимом пространственной селекции целей, позволяющим проводить их обнаружение на фоне земли, однако эффективность этого метода была признана недостаточной, и для повышения боевых возможностей перехватчика по действию по низколетящим целям позднее был использован другой тип радиолокатора (см. МиГ-25ПД). Серийное производство МиГ-25П на НГАЗ "Сокол" продолжалось с 1968 по 1982 гг., было выпущено чуть более 460 самолетов данного типа.

Существовало несколько вариантов самолета МиГ-25П. Один из них - МиГ-25ПДС (изд.84ДС). Такое обозначение получали самолеты МиГ-25П, переоборудовавшиеся силами авиаремонтных предприятий по типу МиГ-25ПД. Доработки заключались в замене РЛС "Смерч" (РП-25) на "Сапфир-25" (С-25), двигателей Р15Б-300 на Р15БД-300, части другого оборудования, а также обеспечении применения ракет Р-40ДР/ДТ и Р-60. Первые два самолета были переоборудованы на ремзаводе ВВС в 1978 г. Их государственные испытания были проведены в марте-июне 1979 г. Доработка всего парка перехватчиков МиГ-25П в вариант МиГ-25ПДС завершилась к 1983 г. В 1982 г. один из самолетов МиГ-25ПДС (№ 7011) был оборудован средствами РЭП для индивидуальной и групповой защиты от ракет "воздух-воздух" и ЗУР с радиолокационными и тепловыми головками самонаведения: станцией предупреждения об облучении "Береза-ЛЭ", станцией радиоэлектронных помех "Герань" и устройствами отстрела ложных тепловых целей КДС-155. Летные испытания его были завершены в 1983 г. Позднее для этих же целей был переборудован еще один самолет, получивший название МиГ-25ПДСЛ (бортовой № 94). Он оснащался станицей предупреждения об облучении "Береза-ЛМ", станцией активных помех "Гардения-1ФУ" (в подвесном контейнере) и устройствами отстрела пассивных помех. Его летные испытания начались в 1985 г.

ТТХ

Экипаж: 1 чел.

Длина(без штанги ПВД), м:19,75.

Высота, м: 5,139.

Размах крыльев, м: 14,015.

Площадь крыла, м2: 61,40.

Вес пустого, кг: 20370.

Масса топлива,кг:

без ПТБ-14570,

с ПТБ-18940.

Нормальный вес, кг: 36,720.

Максимальный вес, кг: 41200.

Практический потолок, м: 20700.

Взлётная скорость, км/ч: 360.

Посадочная скорость, км/ч: 290.

Макс. скорость на высоте, км/ч: 3000.

Макс. эксплуатационная перегрузка,g:4,5.

Макс нагрузка на крыло, кг/м2: 671.

Макс нагрузка на ед. мощности, кг/кН: 187,3.

Макс скороподъёмность, м/с: 250.

Дальность без ПТБ, км: 1006.

Вооружение: пушки нет , 5000 кг на 3 пилонах.

В начало

WEBMASTER:NAZAROV SERGEY ALEKSANDROVICH На Главную