?

Log in

No account? Create an account

Previous Entry | Next Entry

МиГ-29 (по кодификации НАТО: Fulcrum — «Точка опоры» или «Средство достижения цели») — советский многоцелевой истребитель четвёртого поколения, разработанный в ОКБ МиГ.

Парк Патриот
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.


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

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

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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


Носовая стойка вид сзади


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


Общий вид сзади...


Крупнее


Общий вид слева


Это тоже радиопрозрачные накладки?


Ниша уборки основных стоек.


Табличка с описанием самолета.


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


Немного кабины.


ПВД


Фото 96.


Снова КОЛС


Эмблема 28 ИАП, а когда он там служил?


Общий вид от МиГ-21


И на фоне МиГ-29УБ

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

Tags

Powered by LiveJournal.com
Designed by Tiffany Chow