?

Log in

Previous Entry | Next Entry

Ну и наконец представитель четвертого поколения в нашей авиации: МиГ-29.
МиГ-29 (9-12А) — экспортная модификация 9-12, поставлявшаяся в страны варшавского договора, в экспортную модель внесены изменения в РЛПК-29. Комплектовались ракетами Р-27Р1 и Р-27Т1, имевшими ухудшенные характеристики относительно базовых модификаций. Всего построено более 1600 самолетов различных модификаций.Здесь я попытался для себя рассмотреть основные системы самолета. По верхушкам....

Pima air museum,Tucson,Arisona.
все,что у меня есть по МиГ-29
 Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.

Считается,что это самолет летал с бортовым номером 22 белый в ВВС Молдавии(но не мог же он туда быть поставлен после развала СССР? или мог?),а здесь в музее получил бортовой 53 синий. Это MiG-29(9-12) C/N 2960516766 периодически в интернете всплывает еще один якобы серийный номер этого самолета: 1G240-53,но подозреваю,что это какая то ошибка...

Построен как МиГ-29 (9-12А).
поступил на службу в ВВС Молдавии с номером s/n 22 белый.
позже попал в National Air Intelligence Center, Dayton, Ohio, USA.
еще позже Tyndall AFB, Panama City, FL.
после этого его сдали в National Museum of the United States Air Force Loan Program, Wright Field, Dayton, OH.
откуда он отдан на хранение в Pima Air and Space Museum, Tucson, AZ.
и наконец он выставлен для демонстрации в Pima Air and Space Museum, Davis-Monthan AFB (South Side), Tucson, AZ.
несет бортовой номер 53 синий...


Самолет МиГ-29 выполнен по нормальной аэродинамической схеме и имеет интегральную компоновку планера. Планер самолета состоит из развитого по длине и размаху профилированного несущего корпуса (фюзеляжа), плавно сочлененного через зону наплыва с трапециевидным крылом, цельноповоротного дифференциально отклоняемого стабилизатора и двухкилевого вертикального оперения.


Два двухконтурных турбореактивных двигателя установлены в изолированных мотогондолах в хвостовой части корпуса; основные воздухозаборники двигателей размещены под центропланом, дополнительные - на верхней поверхности наплывов крыла. Шасси самолета - трехопорное, убирающееся.


Около 40% подъемной силы в полете обеспечивает корпус самолета, 60% - крыло. При углах атаки более 17 градусов в создании подъемной силы возрастает роль корпуса и наплывов крыла. Особенностью планера самолета является наличие в его конструкции крупногабаритных штамповок и прессованных панелей, позволяющих уменьшить количество нагруженных стыков.


Основные конструкционные материалы планера - алюминиевые сплавы и высокопрочные стали. В ряде ответственных деталей и узлов (в лонжеронах крыла, в хвостовой части корпуса и т. п.) использован титан. Доля композиционных материалов в массе конструкции самолета составляет около 7%. Обеспечен удобный подход к элементам конструкции и блокам оборудования для их осмотра, обслуживания и ремонта в процессе эксплуатации. Крышки люков крепятся на легко открывающихся замках.


Фюзеляж (корпус) истребителя - полумонококовой конструкции с силовым набором и работающей обшивкой; делится на части: головную (между штангой приемника воздушного давления (ПВД) и шпангоутом 4), среднюю (между шпангоутами 4 и 7) и заднюю, включающую отсеки силовой установки (между шпангоутами 7 и 8) и хвостовой отсек (между шпангоутами 8 и 10).


В головной части корпуса самолета, начинающейся радиопрозрачным стеклопластиковым конусом - обтекателем антенны бортовой РЛС, размещаются носовой отсек оборудования, кабина летчика с закабинным отсеком оборудования, отсек оборудования и ниша передней опоры шасси. На радиопрозрачном конусе установлена штанга ПВД, снабженная горизонтальными пластинами - генераторами вихрей. На внутренней поверхности конуса расположена антенна маркерного радиоприемника.


В носовом отсеке оборудования размещены блоки радиолокационного прицельного и оптико-электронного прицельно-навигационного комплексов и другие агрегаты радиоэлектронного оборудования. На верхней поверхности отсека перед фонарем кабины со смещением вправо от оси симметрии в шарообразном стеклянном обтекателе установлены датчики квантовой оптико-локационной станции (КОЛС). На нижней поверхности отсека размещены антенны радиолокационного ответчика системы госопознавания, ответчика системы управления воздушным движением, передающая и приемная антенны радиовысотомера, антенно-фидерная система радионавигационного оборудования и датчик (флюгарка) угла скольжения, а на обеих боковых поверхностях - датчики угла атаки.


На правом борту носового отсека оборудования закреплен резервный приемник воздушного давления. В передней части корпуса расположены также антенны запросчика системы госопознавания (в зависимости от модификации самолета - перед фонарем кабины или на нижней поверхности носового отсека оборудования).


Герметичная кабина летчика расположена между шпангоутами 1 и 2. Фонарь кабины - двухсекционный, состоит из беспереплетного неподвижного переднего козырька, имеющего каркас из магниевого сплава и силикатное стекло с двумя элементами электрообогрева, и поднимаемой вверх-назад откидной части, оборудованной тремя панорамными зеркалами заднего вида.
Летчик размещается в кабине на катапультном кресле К-36ДМ, установленном с углом наклона спинки 16.
Здесь у нас явно что-то не то с самим фонарем.


Стекло уплотняется в каркасе фонаря эластичными прокладками. Откидная часть, фиксируемая в закрытом положении четырьмя замками (двумя спереди и двумя сзади) герметизируется надувным шлангом. Поднятие створки фонаря обеспечивается пневмоцилиндром. Она имеет три эксплуатационных положения: открытое, закрытое и приоткрытое (используется в основном на рулежке). Эксплуатационная система работает от ручек, расположенных внутри и снаружи кабины. Аварийная (автономная) система сброса откидной части фонаря применяется в особых случаях, при этом сброс происходит от ручки аварийный сброс фонаря, размещенной на правом борту кабины. При катапультировании сброс створки фонаря происходит автоматически.


В средней части корпуса самолетов МиГ-29 размещены три основных топливных бака и ниши основных опор шасси. Причем бак 3 является основной несущей конструкцией корпуса, воспринимающей вертикальные нагрузки от крыла, двигателей и основных опор шасси.


В задней части корпуса отсеки двигателей, а также два топливных бака. Двигатели установлены под углом 4 к строительной горизонтали и 1.5 к продольной плоскости симметрии самолета в разнесенных изолированных гондолах. Между ними расположен отсек коробки самолетных агрегатов (КСА) с агрегатами гидравлической, топливной и масляной систем, электрогенераторами и газотурбинным стартером-энергоузлом ГТДЭ-117. На верхней поверхности корпуса установлен воздухозаборник охлаждения генераторов, а на нижней поверхности между мотогондолами (со смещением вправо) находится выхлопное устройство ГТДЭ-117, закрываемое створкой. Выпуск и уборка тормозных щитков производятся посредством гидросистемы, при этом верхний щиток (площадью 0.75 м2) отклоняется на угол 56 вверх, а нижний (площадью 0.55 мг) - на угол 60 вниз. Выпуск тормозного парашюта и его сброс осуществляются электропневматической системой управления. Площадь купола тормозного парашюта 17 м2.


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


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


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


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


Каждая консоль крыла имеет трехсекционные отклоняемые носки, управляемые шестью гидроцилиндрами. Площадь носков 2.35 м2, угол отклонения 20. Щелевые закрылки и элероны подвешены на кронштейнах к задней стенке в трех точках. Закрылки площадью 2.84 м2 выпускаются на взлете и посадке на угол 25. Элероны площадью 1.45 м2 отклоняются на угол +15...-25. На лонжеронах и усиленных нервюрах каждой консоли крыла имеются узлы крепления трех пилонов подвески вооружения (по три узла для внутренних пилонов и по два - для средних и внешних). На законцовках крыла размещены бортовые аэронавигационные огни и антенны радиотехнических устройств (ответчика госопознавания, станции предупреждения об облучении и станции активных помех - в зависимости от модификации самолета).


Горизонтальное оперение, представляющее собой цельноповоротный дифференциально отклоняемый стабилизатор размахом 7.78 м и площадью 7.050 м2, установлено по обеим сторонам гондол двигателей. Для управления по тангажу обе половины стабилизатора отклоняются синхронно как единое целое, а для управления по крену - дифференциально в противоположные стороны. Угол стреловидности стабилизатора по передней кромке 50".


Вертикальное оперение состоит из двух килей, установленных на хвостовом отсеке корпуса по обеим сторонам гондол двигателей, и рулей направления. Площадь килей 10.1 м2, рулей направления - 1.25 м2. Кили установлены с углом развала 6". Угол стреловидности килей по передней кромке 47 50'. С 1984 года все истребители МиГ-29 комплектуются рулями направления с увеличенной на 21 % хордой, при этом их задняя кромка выступает за задние кромки килей. Углы отклонения рулей направления 25.


В верхней части килей размещены антенны различных радиотехнических устройств: связной радиостанции и самолетного ответчика (под радиопрозрачной законцовкой правого киля), антенно-фидерной системы радионавигационного оборудования (на задней кромке правого киля), ответчика госопознавания и командной радиолинии управления (под радиопрозрачной законцовкой левого киля), самолетного ответчика и ответчика госопознавания (на задней кромке левого киля), а также аэронавигационный огонь (на левом киле).


Кроме того, на боковых поверхностях килей расположены антенны станции предупреждения об облучении и станции активных помех. Размещение и номенклатура антенн варьируются в зависимости от конкретной модификации самолета. На самолетах МиГ-29 типа 9-12 (за исключением первых серий) и типа 9-13 перед форкилями на верхней поверхности крыла установлены гребни, в которых размещены блоки выброса пассивных помех. На самолетах, выпущенных до 1984 года такие гребни отсутствуют. Первые серийные машины оснащались двумя дополнительными подфюзеляжными гребнями - фальшкилями, служившими для улучшения устойчивости на больших углах атаки. На более поздних самолетах они не применялись.




Шасси самолета состоит из передней и двух основных опор. Каждая основная опора шасси снабжена одним тормозным колесом КТ-150 размером 840x290 мм, передняя опора - двумя тормозными колесами КТ-100 размером 570x140 мм.


Основные опоры шасси убираются вперед по полету в ниши корпуса самолета с разворотом на 90, передняя опора - назад в отсек корпуса между воздухозаборниками.


Рулежно-демпфирующий механизм (РДМ) обеспечивает разворот колес передней опоры шасси на угол до 8 при взлете и посадке и на угол до 31 при рулежке, а также демпфирование колебаний шимми на разбеге и пробеге. На стойке передней опоры шасси имеется грязезащитный щиток.


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


Газотурбинный двигатель РД-33 - двухвальный, двухконтурный (со степенью двухконтурности 0.475), имеет осевой двухкаскадный компрессор, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую охлаждаемую турбину (первая ступень - высокого давления, вторая - низкого давления), форсажную камеру и регулируемое сверхзвуковое реактивной сопло. Тяга двигателя на режиме полный форсаж составляет 8300 кгс (81.4 кН) (минимальный форсаж - 5600 кгс (54.9 кН)), на максимальном режиме - 5040 кгс (49.4 кН), удельный расход топлива - соответственно 2.05 кг/(кгсч) (0.21 кг/(Н*ч)) и 0.77 кг/(кгсч) (0.08 кг/(Н╚ч)). Длина двигателя РД-33 - 4260 мм, максимальный диаметр - 1000 мм (диаметр входа - 750 мм), сухая масса - 1050 кг. Назначенный ресурс РД-33 2-й серии определен в 1400 ч, РД-33 3-й серии - в 2000 ч, срок до первого ремонта - соответственно в 700 ч и 1000 ч.


Запуск двигателей в воздухе происходит при вращении их роторов на режиме авторотации под действием набегающего потока воздуха, при этом надежный запуск возможен практически во всем диапазоне скоростей полета самолета (минимальная скорость полета при запуске на авторотации - 300 км/ч). Система кислородной подпитки камеры сгорания повышает надежность запуска двигателей в полете на больших высотах, где понижено содержание кислорода в воздухе, а также устойчивость работы силовой установки при стрельбе из пушки и пусках ракет, когда в воздухозаборники могут попадать раскаленные пороховые газы от пушечных патронов и ракетных двигателей. Двигатель сохраняет работоспособность даже при отрицательных воздушных скоростях (например, при скольжении на хвост) и при любых пространственных положениях самолета.


Основным топливом для двигателей истребителей МиГ-29 являются авиационные керосины марок РТ, Т-1 и ТС-1 или их смеси.


Система управления самолетом предназначена для управления положением самолета в пространстве и включает в себя системы:
управления стабилизатором по тангажу (продольное управление);
управления элеронами и стабилизатором по крену (поперечное управление);
управления рулями направления по курсу (путевое управление).
Кроме того, к ней также относятся системы управления отклоняемыми носками крыла, закрылками и тормозными щитками. Система управления всех модификаций самолетов МиГ-29 - механическая, с гидравлическими рулевыми приводами. Проводка системы управления состоит из тяг и качалок с включенными в нее электро- и гидроагрегатами. Усилия на ручке управления и педалях создаются загрузочными механизмами, включенными во все три канала проводки управления; для уменьшения усилий на ручке управления используются механизмы триммерного эффекта.


Система снабжения летчика кислородом обеспечивает подачу кислородно-воздушной смеси в маску на высотах полета до 8000 м и чистого кислорода на больших высотах.
Аварийная система подачи кислорода размещена в катапультном кресле. Она включает кислородный баллон емкостью 0.7 л с давлением 180 кгс/см2 (17.6 МПа) и редуктор, снижающий давление до 2 кгс/смя (0.2 МПа). Система приводится в действие автоматически при катапультировании или вручную (с помощью красной ручки на правой панели катапультного кресла) и может снабжать летчика кислородом в течение 4 мин. Система кислородной подпитки двигателей и турбостартера включает один 4-л баллон с давлением 150 кгс/см2 (14.7 МПа), редуктор, снижающий давление до 7.8-10.8 кгс/см2 (0.8-1.1 МПа), и систему трубопроводов.


Для решения задач перехвата воздушных целей на средних дистанциях, ведения ближнего воздушного боя и поражения наземных целей самолеты МиГ-29 оснащаются управляемым ракетным (класса воздух-воздух), неуправляемым ракетным, бомбардировочным и артиллерийским (стрелково-пушечным) вооружением. Артиллерийское вооружение представлено встроенной неподвижной пушечной установкой, размещенной в левом наплыве крыла. Максимальная масса боевой нагрузки, размещаемой на внешней подвеске, для самолетов МиГ-29 типа 9-12 составляет 2000 кг.


Встроенная неподвижная пушечная установка ТКБ-687 (9А4071К) состоит из одноствольной авиационной автоматической скорострельной пушки ГШ-301 калибра 30 мм и патронного ящика, в котором размещается боекомплект из 150 патронов типа АО-18. Максимальный темп стрельбы пушки ГШ-301 составляет 1500-1800 выстрелов в минуту, начальная скорость снаряда - 860 м/с, сила отдачи - 6000-7500 кгс (58.8-73.5 кН). Питание пушки - ленточное, двухстороннее, звеньевое. Патроны АО-18 могут комплектоваться осколочно-фугасно-зажига-тельными (ОФЗ) и бронебойно-трассиру-ющими (БТ) снарядами, предназначенными для поражения легкоуязвимых и легкобронированных наземных, надводных и воздушных целей. Масса патрона 9А4002 со снарядом ОФЗ и патрона 9А4511 со снарядом БТ, гильзой и стальным соединительным звеном 9Н623 - соответственно 836 и 860 г, масса снаряда ОФЗ - 384 г, снаряда БТ - 394 г. Толщина пробиваемой снарядом БТ брони - 40 мм.


Эмблема реставрационной команды,которая восстанавливала этот самолет. Вот только с фонарем какой то косяк вышел....

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

Tags

Powered by LiveJournal.com
Designed by Tiffany Chow