Фронтовой истребитель миг-21ф.

Разработчик: ОКБ Микояна, Гуревича
Страна: СССР
Первый полет: 1958 г.

В первой половине 60-ых годов двадцатого века один из серийных МиГ-21 тбилисского завода № 31 передали в ЛИИ для изучений его штопорных черт. Нужно заявить, что перед этим летчик ОКБ-155 выполнил два либо три полета на штопор и дал хорошее заключение. А потому, что опробования моделей в штопорной аэродинамическойтрубе ЦАГИ обработать опоздали, то это была единственная информация, на которую возможно было до тех пор пока рассчитывать.

Обстановку усугубило еще да и то, что на машину опоздали установить противоштопорные ракеты. А испытывать самолет нужно: поджимали сроки, производственные замыслы — вот и стал летчик, не смотря на то, что и испытатель, заложником его величества случая. Но, предоставим слово главному участнику тех событий — летчику-испытателю ЛИИ Александру Александровичу Щербакову:
«К тому времени я уже имел опыт штопорений. В полетном задании сообщено, как для вывода функционировать рулями, сколько возможно сделать попыток вывода, на какой минимальной высоте необходимо использовать ракеты, в случае если вывод рулями был бесплодным, на какой высоте катапультироваться, в случае если и ракеты не помогли. Действия рулями оговорены совершенно верно.

Они основаны на проверенных опытом итогах, потому что никто не рискнет предлагать летчику необоснованные советы.

Но летный опыт время от времени опережал науку, и умелый летчик мог иметь еще и собственную программу действий, но со своей серьезностью за конкретный итог.

И вот в очередном полете МиГ-21 вошел в плоский штопор, штопор-стресс, на рекомендованные способы действия рулями не реагировал и из штопора не выходил. Я с тоской взглянуть на кнопки с надписями «Вывод из левого штопора», «Вывод из правого штопора». Кнопки были, а ракет, которыми они руководили, не было. А самолет идет к почва со скоростью 100 м/с.

Уже проскочил высоту, на которой по заданию необходимо было применить ракеты, и приближался к высоте, на которой необходимо было катапультироваться.

Конечный недостаток времени и высоты. Еще одна попытка с непредусмотренной заданием импровизацией, и вращение закончилось…».

От себя добавлю, что на вторых модификациях, начиная с МиГ-21Ф, все обстояло в противном случае. В случае если машина и попадала в данный страшный режим, то выходила легко и без задержек. Обстоятельством этому, по всей видимости, стали и более передняя центровка, и смещенное мало вниз горизонтальное оперение, и срезанные острые законцовки крыла.

Соперником «МиГу» тогда был фронтовой истребитель Су-7 и нужно сообщить, «чаша весов» на «Пироговке» первоначально была на его стороне. 9 января 1958 года главком ВВС маршал К.А.Вершинин направил в ЦК КПСС письмо, которое показывает, что «ВВС как клиент заинтересованы в доводке громадного количества умелых самолетов для того, чтобы иметь возможность выбора.

При рассмотрении замысла закупки техники было указано о ликвидации многочисленности самолетов для того, чтобы высвободить мощности КБ и индустрии и сократить затраты для продвижения ракетной техники…

По летным чертям Су-7 имеет преимущество если сравнивать с Миг-21 и Миг-23 в скорости на 150-200 км/ч и потолку — 1-1,5 км, наряду с этим он бывает, по окончании внесения маленьких трансформаций, истребителем-бомбардировщиком. Доведенность Су-7 более обнадеживающая, чем Миг-21 и Миг-23.

Казалось, будущее МиГ-21 повисла на волоске, но на следующий сутки К.А.Вершинин вместе с главой ГКАТ П.В.Дементьевым отправляет в тот же адрес еще одно письмо, но уже прося выпустить из имеющегося задела 10-15 Миг-21 и Миг-23. Осознать тайны «мадридского двора» весьма тяжело. Последняя просьба так и осталась без внимания.

Но МиГ-21 кто-то «выручил»; в полной мере быть может, что собственный слово сообщило и ОКБ-300, своевременно поспевшее с предложением по форсированному варианту двигателя Р-11Ф-300.

24 июля 1958 года вышло распоряжение Совета министров № 831-398 и спустя девять дней — приказ ГКАТ № 304 о постройке самолета МиГ-21Ф (Е-6, изделие «72» завода № 21) с двигателем Р-11Ф-300 на базе МиГ-21. Новый ТРД взлетной тягой, увеченной с 5100 кгс до 5740-5750 кгс разрешил значительно улучшить фактически все летные характеристики истребителя.

Правительственным документом предписывалось создание истребителя с большой скоростью 2300-2500 км/ч, потолком 21-22 км и дальностью до 1400 км с внутренним запасом горючего и до 2000 км — с подвесным топливным баком. Наряду с этим оговаривалось время полета не меньше 1,5 и 2,25 часа соответственно. Самолет должен был подниматься на высоту 20 км за 8-10 мин. и иметь длину разбега не более 450 м, а пробега, в зависимости от применения тормозного парашюта, в пределах 450-850 м.

Предусматривалось переоборудование двух МиГ-21 в вариант «Ф» и предъявление их на национальные опробования в IV квартале 1959 года. Одновременно с этим заводу № 31 предписывалось прекратить производство МиГ-21 с двигателем Р-11-300 и обеспечить выпуск 12 МиГ-21Ф. Распоряжением кроме этого предусматривалась замена обеих пушек НР-30 на ТКБ-515 калибра 30 мм и отработка на двух МиГ-21Ф совокупности реактивного оружия с установкой РЛС ЦД-30 и двух ракет (по всей видимости, РС-2У, потому, что вторых не было) класса «воздух-воздух».

На первой машине Е-6/1, прототипе МиГ-21Ф, сохранилась аэродинамическая компоновка крыла Е-5 с тремя перегородками. Но уже на втором прототипе Е-6/2 от двух из них отказались и поменяли форму концевой перегородки, пара улучшив аэродинамические характеристики крыла. Это упростило технологический процесс изготовления консолей. Под крылом предусмотрели узлы для подвески блоков реактивных снарядов.

В таком виде крыло использовалось на всех модификациях, начиная с МиГ-21Ф и заканчивая МиГ-21бис. В один момент заменили хвостовую часть фюзеляжа, опустив горизонтальное цельноповоротное оперение и уменьшив его площадь с 4,82 до 3,94 м2, совсем отказались от установки третьей задней пушки 235П, установили новую обечайку ВЗУ с острой передней кромкой и управляемым двухскачковым центральным телом (конусом).

Первое его положение рассчитывалось на полет со скоростью, соответствующей числу М=1,4, а второе — на М=1,9. Установили серийный тормозной парашют, оптический прицел АСП-5Н с инфракрасным визиром СИВ-52, радиокомпас АРК-54И, маркерный радиоприемник МРП-56И и набор кислородного оборудования ККО-3.

Первый полет на Е-6/1 состоялся 20 мая 1958 года. Но «век» первого экземпляра Е-6 был маленьким. 28 мая при исполнении седьмого полета случилась трагедия, унесшая судьба летчика-испытателя В.А.Нефедова. В тот сутки на высоте около 18 км отказал двигатель.

Планируя, летчик дотянул до ВПП, но при выравнивании не хватило времени на перекладку стабилизатора. Дело в том, что по окончании падения давления и отказа двигателя в гидросистеме совокупность управления машинально перешла на резервную электрическую, но скорость перекладки стабилизатора была существенно ниже, чем у гидравлической. В следствии вертикальная скорость автомобили была выше допустимой.

Ударившись колесами о ВПП, самолет перевернулся и загорелся. Очень сильно обгоревший Нефедов умер в военного госпиталь спустя пара часов.

Потом эту совокупность доработали и на серийных МиГ-21 вместо электропривода стабилизатора ввели электронасос для подкачки гидравлической жидкости. Практически полвека спустя в канун 60-летия ОКБ главный конструктор Р.А.Беляков в интервью газете «Свободное военное обозрение» сообщит: «Владимир Нефедов погиб из-за отечественной глупости».

Опробования продолжили на второй машине. 15 августа вышел приказ направляться о проведении заводских опробований (Е-6/2) с улучшенной аэродинамикой носовой части фюзеляжа. В один момент утвердили ведущих: инженера А.С.лётчика и Изотова-испытателя К.К.Коккинаки.

Но доработки ВЗУ выполнили лишь на третьей машине Е-6/3, совершившей первый полет в декабре 1958 года.

На самолете в один момент с повышением диаметра цилиндрической части центрального тела ВЗУ установили противопомпажные и взлетные створки на фюзеляже, дополнительные топливные баки в фюзеляже и крыле за кабиной летчика, перенесли антенны — штырьевую РСИУ-4В и рамочную АРК-54, увеличили площадь киля и подфюзеляжного гребня (фальшкиля). Обе автомобили имели двигатели Р-11Ф-300 с регулируемыми створками реактивного сопла и совокупностью кислородной подпитки, две встроенные пушки НР-30, причем патронные гильзы выбрасывались за борт.

В состав оружия кроме этого входил инфракрасный визир СИВ-52 и прицел АСП-5Н, совмещенный с радиодальномером СРД-1М. Такое сочетание дальномера и прицела разрешив-ло вести прицельную стрельбу по целям типа бомбардировщик на дальности до 2000 м. В экипировку летчика входили высотно-компенсирующий костюм ВКК-ЗМ с гермошлемом ГШ-4М. Первоначально установленные катапультные кресла со шторкой заменили на «СК» с защитой летчика от набегающего потока фонарем кабины.

В декабре 1958 года глава ГКАТ П. Дементьев информировал Главкому ВВС К.Вершинину:
«На протяжении заводских опробований МиГ-21Ф взяты большой статический потолок 20100 м (при М=1,1), это подтверждает возможность получения расчетного статического потолка 21000-22000 м. Большая скорость 2100 км/ч (М=2) на высоте 15000 м. Указанная скорость не есть установившейся и в будущем возможно повышена до 2300-2500 км/ч».

Пара позднее Е-6/2 оборудовали пусковыми устройствами ракет К-13 для изучений их старта с законцовок крыла в обеспечение разработки перехватчиков Е-150 и Е-152.

Распоряжением Совета министров СССР от 1 апреля 1959 года главой рабочей группы по проведению совместных опробований МиГ-21 Ф прописали помощника командующего 24-й Воздушной армией И.И. Пстыго. В состав рабочей группы кроме этого входили летчики-испытатели С.В.Петров от ГК НИИ ВВС, Г.А.Седов от ОКБ-156 и Ф.И.Бурцев от ЛИИ.

Облетали самолет летчики М.Х.Халиев, В.В.Яцун, С.А.Микоян, В.Г.Иванов, B.C.Котлов.

Самолет достаточно скоро прошел опробования. В акте по их итогам, утвержденном в ноябре 1959 года, отмечалось, например, что «…самолет имеет хорошие пилотажные качества, бесперебойную работу двигателя, простое управление и может эксплуатироваться с аэропортов второго класса. Для увеличения боевых возможностей самолета МиГ-21Ф на высотах и больших скоростях вычислять нужным совершить отработку на нем оружия — двух ракет К-13 и одной пушки НР-30 и организовать в малейшие сроки выпуск МиГ-21Ф с этим оружием».

С 25 июня 1960-го по 20 апреля 1961 года в ГК НИИ ВВС на самолетах МиГ-21Ф (№ 72210206 и № 72210207), оборудованных балочными держателями БДЗ-58-21, испытывали НАР АРС-212М либо С-24, бомбы ОФАБ-100-120, ФАБ-250М-54, ФАБ-250М-58 и ФАБ-500М-54, и зажигательные баки ЗБ-360. Ранее были испытаны НАР С-5М в блоках УБ-16-57М. Ведущими на этом этапе национальных опробований были инженеры В.К.Ефимов и Н.В.Горохов, летчики М.Х.Халиев и В.В.Яцун.

Особенно тяжёлыми были опробования снарядов АРС-212М, потому, что из-за попадания в двигатель пороховых газов он выключался. Для борьбы с этим явлением на самолете установили клапан сброса давления горючего. До тех пор пока дорабатывали автомобили, от предстоящих опробований АРС-212М отказались, сосредоточив упрочнения на С-24, вошедших потом в состав оружия истребителя.

В следствии опробований было выяснено, что большая приборная скорость МиГ-21Ф с двумя С-24 и подвесным топливным баком (ПТБ) не должна была быть больше 1000 км/ч до высоты 8500 м (без ПТБ — 1100 км/ч до 8300 м) и чисел М=1,3 выше 8500 м (без ПТБ — М=1,4). Практическая дальность полета на высоте 11000 м достигала 1090 км, ас ПТБ — 1300 км.

Не обращая внимания на большое несоответствие летных черт заданным, МиГ-21Ф приняли на вооружение в качестве легкого фронтового истребителя. В этом же году на горьковском заводе № 21 развернулось его серийное производство. Еще на протяжении национальных опробований в правительстве СССР рассматривался вопрос об организации серийного производства МиГ-21Ф в Чехословакии и Китае.

Изучался вариант установки на истребитель совокупности дозаправки горючим в полете.

В один момент с разработкой МиГ-21Ф началась подготовка его серийного производства на заводе № 21 им. С.Орджоникидзе в Неприятном. Первые десять истребителей собрали во второй половине 50-ых годов двадцатого века.

Самолет был технологичным в серийном производстве и имел громадные возможности для модификаций.

На протяжении подготовки МиГ-21Ф («изделие 72») к запуску в серийное производство основной инженер завода Т.Ф.Сейфи поставил задачу обеспечения качества, ресурса и надёжности с первого серийного самолета. С целью проведения конструктивно-технологической отработки, нужной для стабильности монтажей в серийном производстве с учетом производственной технологичности и взаимозаменяемости, выделили первую машину. Приказом по заводу создали комплексные бригады по территориям сборки самолета под управлением глав бригад и ведущих конструкторов предприятия.

Первый серийный МиГ-21Ф поднял в атмосферу летчик-испытатель П.А.Ануфриев 8 февраля 1960 года. В 1960-х годах завод № 21 выстроил 79 истребителей МиГ-21Ф. По моим сведениям, в РФ сохранилось только три экземпляра МиГ-21Ф.

Один из них находится в экспозиции Центрального музея армии в Москве (ЦМВС), а другие — на постаментах в Красноярске и Моздоке. По непроверенным сведениям, еще два МиГ-21Ф сохранились в Украине. направляться подчернуть, что небрежное отношение к машине в ЦМВС стало причиной тому, что она сейчас является жалкое зрелище.

Конструкция истребителя МиГ-21Ф («Изделие 72»).

При описании конструкции самолета авторы попытались выдержать стиль изложения «Технического описания», «Инструкции по Инструкции» и «эксплуатации летчику».

Самолет МиГ-21Ф конструкции А.И.Микояна является легкий одноместный однодвигательный дневной и ночной истребитель, владеющий высокими летными чертями. Самолет, спроектированный по среднепланной схеме с треугольным крылом и цельноповоротным управляемым стреловидным стабилизатором, рекомендован для полетов при боевых режимах на громадных сверхзвуковых скоростях.

При конструировании самолета МиГ-21Ф была поставлена задача создания легкого сверхзвукового фронтового истребителя с планером минимальных размеров и современным малогабаритным двигателем, имеющего большие экономическое и эксплуатационно-тактическое преимущества если сравнивать с тяжелыми истребителями в массе конструкции, расходе горючего в расчете на один самолето-вылет и в возможности базирования на полевых укатанных фунтовых аэропортах.

Конструкция МиГ-21Ф цельнометаллическая, выполнена с применением алюминиевых сплавов Д16, В-25, М25Т4, АК-4-1 и магниевого сплава ВМ-65-1. В высоконагруженных узлах и зонах употреблялись стали ЗОХГСА и ЗОХГСНА.

Самолет допускает исполнение фигур сложного пилотажа — таких, как петли, перевороты, бочки, полупетли и т.п. во всем диапазоне скоростей, причем поведение самолета, и его управляемость и устойчивость при исполнении фигур в полной мере удовлетворительные. Самолет нормально выходит из штопора, владеет действенными хорошей устойчивостью и рулями управления. По своим взлетно-посадочным чертям самолет МиГ-21Ф может эксплуатироваться с аэропортов второго класса, и с фунтовых аэропортов, что существенно расширяет его боевое использование.

Бесперебойная работа двигателя Р-11Ф-300 при приемистости и дросселировании до границ высотности, надежное включение форсажа и достаточная энерговооруженность по тяге придают самолету красивые боевые качества. Хороший обзор из кабины, температуры воздуха системы и автоматическое регулирование питания в кабине, и компактное размещение устройств создают достаточные удобства для работы летчика.

Самолет МиГ-21Ф несложен в эксплуатации и дешёв как летному, так и техническому составу, имеющему соответствующую подготовку для эксплуатации реактивных сверхзвуковых истребителей. Он оснащен современным приборным и радиотехническим оборудованием, которое позволяет летать днем и ночью.

Фюзеляж является сигарообразное тело круглого сечения со срезанными передним и задним финишами. По конструкции он является полумонокок, выполненный из алюминиевых сплавов с применением сталей для силовых рам и узлов. Для установки, осмотра и снятия двигателя фюзеляж имеет эксплуатационный разъем, что дробит его на две части — носовую и хвостовую.
Поперечный силовой комплект носовой части фюзеляжа складывается из 28 шпангоутов, из которых шпангоуты №№ 2, 6, 11, 13, 16, 16А, 20, 22, 25 и 28 являются силовыми. Продольный комплект скомпонован из балок и лонжеронов с маленьким числом стрингеров, что компенсируется применением обшивки со большими толщинами. Такая конструк-ция позволяет максимально применять внутренний количество каркаса.

Сборка носовой части фюзеляжа — панельная. Поперечный комплект его хвостовой части — это 13 шпангоутов, из которых шпангоуты №№ 34, 35А и 36 — силовые; продольный комплект составляют стрингеры.

На носовой и хвостовой частях фюзеляжа находятся бессчётные силовые люки, снабжающие эргономичный подход к агрегатам при их эксплуатации и обслуживании. Носовая часть является воздухозаборником с регулируемым посредством управляемого трехпозиционного конуса входным сечением.
Между шпангоутами № 2 и № 6 в верхней части фюзеляжа находится электрооборудования и отсек радиоаппаратуры. Нижняя панель отсека является нишей уборки и установки передней стойки шасси.

Пространство между шпангоутами № 6 и № 11 занимает герметичная кабина, под которой находится аккумуляторный отсек. За кабиной между шпангоутами № 11 и № 28 размещены контейнеры семи мягких топливных (керосиновых) баков: от шпангоута № 11 до шпангоута № 13 — бак № 1; от шпангоута № 13 до шпангоута № 16 — бак № 2; между шпангоутами № 14 и № 16 — второй дополнительный бак; между шпангоутами № 16 и № 20 — бак № 3, складывающийся из верхней и нижней частей; между шпангоутами № 20 и № 22 — бак № 4; между шпангоутами № 22 и № 5 — бак № 5; между шпангоутами № 25 и № 28 — бак № 6. Баки №№ 5 и 6 складываются из двух соединенных между собой частей.

В головной части фюзеляжа проходит воздушный канал двигателя, что перед кабиной разделяется на две части и огибает ее. За кабиной обе части сливаются в один неспециализированный канал, подводящий воздушное пространство к компрессору двигателя.
На боковых панелях фюзеляжа с двух сторон между шпангоутами № 2 и № 3 установлены управляемые противопомпажные створки, а между шпангоутами № 9 и № 10 — две створки дополнительного забора воздуха воздушного канала. В воздушном канале перед входом в двигатель (между шпангоутами № 21 и № 22) установлен воздухо-воздушный радиатор совокупности питания кабины.

Снизу, между шпангоутами № 13 и № 16 (с правой и левой стороны) установлены пушки, а между шпангоутами № 13 и № 14 по контуру наружной обшивки находится рукав питания пушек снарядами. Между шпангоутами № 16 и № 20, с боков фюзеляжа сделаны ниши для уборки основных стоек шасси.

Территория от шпангоута № 22 до шпангоута № 28 по оси фюзеляжа занята двигательной установкой. В нижней части фюзеляжа, между шпангоутами № 11 и № 14 установлены два тормозных щитка, а между шпангоутами № 22 и № 25 находится задний тормозной щиток. Площадь щитков 1,23 м2 (передние боковые — 0,76 м2 и задний центральный — 0,47 м2).

Боковые щитки отклонялись на угол в 25°, задний — на угол в 40°.

Обслуживание оборудования, располагающегося в носовой части фюзеляжа, производилось через особые люки. Носовая часть фюзеляжа для облегчения сборки разделялась на панели и следующие отсеки: носовой кок (до шпангоута № 2), передний верхний отсек (между шпангоутами № 2 и № 6), отсек между шпангоутами № 6 и № 11, боковые панели между шпангоутами № 2 и № 11, отсек между шпангоутами № 11 и № 13, верхняя панель между шпангоутами № 11 и № 28, нижняя панель между шпангоутами № 11 и № 20, боковые панели между шпангоутами № 13 и № 20, боковые панели, нижняя панель и внутренняя боковая панель между шпангоутами № 20 и № 28, балка крепления двигателя, передние тормозные щитки, ниша правого тормозного щитка, ниша левого тормозного щитка, третий тормозной щиток.

Носовой кок от носка до шпангоута № 2 сделан в форме точечной обечайки с острым передним краем. По центру воздухозаборника размещен радиопрозрачный конус, изготовленный из стеклотекстолита трехслойной конструкции: два слоя толщиной 1,2 мм и один слой — сотовый, на связующем материале ВФТ. Конус крепится к трехпозиционному цилиндру, что перемещается по трубе, установленной по оси конуса.

Труба выполнена из стали и закреплена на шпангоуте № 2. Цилиндр управления конусом прикреплен с одной стороны к шпангоуту № 3, а с другой — к ползуну. При числе М меньше 1,5 конус максимально убирался вовнутрь воздухозаборника. На скоростных режимах, соответствующих числам М от 1,5 до 1,9, конус перемещался в среднее положение, при числе М выше 1,9 он выдвигался максимально вперед.

В нижней части переднего кока установлена поворотная штанга для ПВД. Она прикреплена к переднему коку двумя металлическими узлами — передним и задним, каковые находятся в нижней спице. Передний узел крепления штанги имеет шарнирное болтовое соединение.

Задний узел сделан в форме конического шкворня, прикрепленного самоконтрящимся вертикальным болтом к ответному узлу на фюзеляже. В штанге между узлами имеется окно для отстойника конденсата и для прохода коммуникаций. Для фиксации отклоненного положения штанги имеется ломающийся подкос, узлы крепления штанги закрыты с наружной стороны съемным обтекателем.

В нижней спице переднего кока имеется труба для прохода коммуникаций и установлен буксировочный узел, выполненный из стали.

Шпангоут № 2 — силовой, стеночный, дюралюминиевый, с дюралюминиевой же накладкой в верхней части. На шпангоуте заклепками закреплен штампованный диск из алюминиевого сплава, к которому прикреплена труба конуса. На подкосе шпангоута № 2 установлен концевой выключатель для сигнализации выпущенного положения конуса.

В переднем верхнем отсеке (от шпангоута № 2 до шпангоута № 6) расположены ниша передней и верхний люк радиооборудования ноги шасси. Отсек имеет четыре штампованных шпангоута Z-об-различного сечения с трубчатыми распорками и горизонтальную перегородку, которая отделяет отсек оборудования от ниши передней ноги шасси. Шпангоуты, горизонтальная перегородка и трубчатые распорки — из листового дюралюминия.

В выштамповке горизонтальной перегородки имеется лючок для подхода к блокам РВУ.

Силовым продольным комплектом отсека помогают два верхних и два нижних лонжерона W-образного сечения. Боковые стены отсека, являющиеся внутренними стенками воздушного канала, выполнены из листового дюралюминия Д16 толщиной 1,2 мм.

Отсек от шпангоута № 6 до шпангоута № 11 образует нижний люк и кабину оборудования, каковые поделены полом кабины. Поперечный силовой комплект кабинного отсека складывается из двух силовых стеночных шпангоутов № 6 и № 11 и восьми промежуточных шпангоутов из листового дюралюминия. Продольный комплект составляют верхние и нижние лонжероны Z-образного сечения и подфонарная панель с желобом под шланг герметизации.

Тяги управления, проходящие по полу кабины, закрыты дополнительным съемным полом. Герметизация кабины осуществлена герметиком У-3ОМ. Каркас нижней части фюзеляжа под кабиной сделан в форме комплекта штампованных из листового дюралюминия шпангоутов.

На шпангоуте № 7 установлен кронштейн крепления замка убранного положения передней стойки шасси.

Шпангоут № 6 — силовой, является стенкой из дюралюминия, подкрепленную уголковыми профилями из этого же материала, расположенными по наружным контурам шпангоута, вертикальными прессованными уголковыми профилями и двумя штампованными балками из высокопрочных сплавов. На стенке закреплены узел подвески передней стойки шасси и передняя бронеплита. В нижней части шпангоута сделан вырез под переднюю ногу шасси и установлен упор выпущенного положения передней стойки шасси.

Шпангоут № 11 — силовой, является стенкой с комплектом профилей из дюралюминия и высокопрочных сплавов, на которой крепятся узлы роликов катапультного кресла, задняя бронеплита, перегородка фонаря, качалки системы и верхняя панель фюзеляжа управления самолетом.

Отсек от шпангоута № 11 до шпангоута № 13, служащий контейнером керосинового бака № 1, выполнен из листового дюралюминия. Он состоит из стен, верхнего съемного люка с наружной обшивки и правой стороны с левой стороны. Канал воздухозаборника, проходящий через отсек, выполнен из листового дюралюминия.

Шпангоут № 13 — силовой, он является стенкой из высокопрочного сплава с отверстием под канал возду-хозаборника. В области бака № 1 стена шпангоута подкреплена штампованными профилями, в другой ее части — уголковыми профилями из дюралюминия. На шпангоуте слева и справа имеются узлы крепления крыла с фюзеляжем. Нижняя дуга шпангоута — двутаврового сечения.

На ней закреплены три качалки управления элеронами. Узлы крепления — литые, из магниевого сплава «электрон» МЛ5-1.

Боковые панели от шпангоута № 2 до шпангоута № 11 являются наружными стенками воздушных каналов. От шпангоута № 2 до шпангоута № 7 панели выполнены из листового дюралюминия Д16 толщиной 3,5 мм. На панелях между шпангоутами № 2 и № 3 установлены две управляемые противопомпажные створки из электрона — магниевого сплава МА8. Панель от шпангоута № 9 до шпангоута № 11 имеет две обшивки (наружную — от шпангоута № 9 и внутреннюю — от шпангоута № 8) из дюралюминия толщиной 1,2 мм.

Поперечный комплект панелей составляют шпангоуты Z-образного сечения из дюралюминия.Между шпангоутами № 9 и № 10 на левой и правой панелях установлены створки дополнительного забора воздуха из магниевого сплава МЛ8 с внутренним страницей из дюралюминия. В нижней части панепи, с правой и левой стороны, находятся металлические желоба под установку пушек с закрепленными на них газовыми компенсаторами.

Верхняя панель от шпангоута № 11 до шпангоута № 28 выполнена в виде стены из дюралюминия, к которой приклепаны два силовых лонжерона из высокопрочного сплава, усиленных металлическими уголковыми профилями. На панели у шпангоута № 11 сделан плоский срез под фонарь и установлены узлы крепления качалок управления самопетом.

К лонжеронам от шпангоута № 11 до шпангоута № 14 прикреплена задняя часть фонаря с остеклением, а между шпангоутами № 14 и № 28 установлен съемный гаргрот, складывающийся из трех частей со стыками по шпангоутам № 20 и № 25 Гаргрот является надстройкой параболического сечения из листового дюралюминия, подкрепленную штампованными рамами из того же материала. В гаргроте проходят тяги управления рулём и стабилизатором направления, и кабели электро- и радиооборудования.

Нижняя панель от шпангоута № 11 до шпангоута № 20 присоединена к нижним лонжеронам боковых панелей и шпангоутам №№ 11, 13, 16, 16А и 20. Ее продольный комплект от шпангоута № 11 до шпангоута № 13 — балки швеллерного сечения из высокопрочного сплава (три балки справа и две — слева), а между шпангоутами № 13 и № 16 — две литые балки швеллерного сечения из сплава МЛ5-1-4; между шпангоутами № 16 и № 20 — профили из стали. Панель имеет последовательность промежуточных полушпангоутов №№ 12, 14, 15, 17, 18, 19.

Нижние части шпангоутов № 16 и № 16А, и дополнительные продольные элементы сделаны в виде двух боковых лонжеронов, идущих от балок ниш тормозных щитков до шпангоута № 20.

На литых балках у шпангоута № 15 установлен узел для крепления трубопровода наддува подвесного бака. На шпангоуте № 16 установлен кронштейн переднего крепления пилона подвесного бака. У шпангоута No. 16 к балкам приклепаны два угольника из стали ЗОХГСА, каковые доходят до шпангоута № 20, где они стыкуются с кронштейном заднего крепления пилона подвесного бака.

Обшивка панели выполнена из листового дюралюминия Д16.

Ниши уборки основных колес шасси находятся между шпангоутами № 16 и № 20. Канал от шпангоута № 13 до шпангоута № 20 имеет круглое сечение; склепан он из листового дюралюминия. Шпангоут № 16 — силовой, является кольцом , образованное уголковыми профилями и стенкой из стали и высокопрочного сплава. В середине шпангоута установлены штампованные накладки, на которых закреплены металлические узлы крепления крыла с фюзеляжем.

Боковые панели между шпангоутами № 13 и № 20 выполнены из высокопрочного сплава и листового дюралюминия. В продольном направлении они подкреплены лонжеронами, окантованными под люки уголковыми профилямииз дюралюминия и бульбопрофилями по контурам вырезов под ниши основных колес шасси. Изнутри, между шпангоутами № 13 и № 14, с правой стороны проложены рукава питания пушек, изготовленные из профиля Z-обшивки и образного сечения.

С левой стороны, между шпангоутами № 14 и № 16, находится контейнер второго дополнительного топливного бака. Боковые панели прикреплены к шпангоутам № 13, № 16 и № 20. Верхние и нижние лонжероны панелей склепаны с верхней и нижней панелями.

Шпангоут № 20 — силовой, он является стенкой из высокопрочного сплава, выполненную в виде кольца и подкрепленную профилями из дюралюминия. С левой и правой стороны к шпангоуту уголковыми профилями пристыкованы стены ниш под колеса шасси.

В нижней части шпангоута установлен кронштейн заднего крепления пилона подвесного бака. Кронштейн — штампованный, из сплава повышенной тепло-прочности. Боковые панели от шпангоута № 20 до шпангоута № 28 выполнены из листового дюралюминия и закреплены на шпангоутах №№ 20, 22, 25 и 28. К лонжеронам боковых панелей приклепаны верхняя и нижняя панели.

Продольный силовой комплект каждой боковой панели складывается из верхних и нижних лонжеронов из высокопрочного сплава, стрингеров и дюралюминиевых прессованных профилей, проложенных по контуру профиля крыла. Поперечный силовой комплект панели составляют диафрагмы и штампованные шпангоуты №№ 21, 23 и 24.

Шпангоут № 22 есть главным шпангоутом крепления крыла — на нем заканчивается тоннель воздухозаборника и начинается отсек двигателя. Шпангоут складывается из четырех частей, состыкованных на болтах. Верхняя и нижняя части шпангоута — двутаврового сечения, штампованные из высокопрочного сплава.

К верхней части шпангоута по центру прикреплена балка крепления двигателя, к нижней — узлы крепления качалок управления. Нижняя панель от шпангоута № 20 до шпангоута № 28 является продольную балку П-образного сечения, прессованную из высокопрочного сплава. У шпангоута № 22 на балке установлен дюралюминиевый узел крепления заднего тормозного щитка, у шпангоута № 25 — узел крепления гидроцилиндра тормозного щитка из стали.

Внутреннюю боковую панель от шпангоута № 20 до шпангоута № 28 возможно поделить на две части: отсек от шпангоута № 20 до шпангоута № 22 и панель от шпангоута № 22 до шпангоута № 28. Отсек от шпангоута № 20 до шпангоута № 22 — это часть канала воздухозаборника круглого сечения, выполненная из дюралюминия. Панель от шпангоута № 22 до шпангоута № 28 — это внутренний лист контейнера баков № 5 и № 6, на котором установлены рельсы для монтажа двигателя.

Ниша правого тормозного щитка между шпангоутами № 11 и № 13 выполнена в виде трех силовых штампованных балок-швеллеров из высокопрочного сплава, каковые на болтах пристыкованы к шпангоутам № 11 и № 13. У шпангоута № 13 на них устанавливаются кардан цилиндра тормозного щитка и передний узел крепления правой пушки.

У шпангоута № 11 на балках имеются утолщения под узлы крепления тормозного щитка. Балки соединены диафрагмами из листового дюралюминия. Ниша левого тормозного щитка недалеко от шпангоутов № 11 и № 13 подобна правой.

Между шпангоутами № 13 и № 14 установлены дополнительные балки, штампованные из сплава В95, и горизонтальная стена из сплава Д16.

Полушпангоут № 16А, штампованный из листового дюралюминия, — с полками из уголков и литыми фитингами из сплава МЛ5-Т4 для крепления нижних узлов и балок упора спецподвески. Шпангоут № 28 заканчивает головную часть фюзеляжа и есть стыковым шпангоутом головной и хвостовой частей фюзеляжа. Шпангоут является ободом из прессованного уголкового профиля. Внутренняя полка шпангоута сделана из прессованного уголка.

На наружном ободе приклепаны опорные и контрящие шайбы под стыковочные болты. В средней части шпангоута закреплены три узла дополнительного крепления двигателя, и установлены узлы заднего крепления крыла в виде телескопических выдвигающихся опор с чашками из стали. Шпангоуты, узлы и уголки сделаны из высокопрочного сплава.

Стык носовой и хвостовой частей фюзеляжа осуществляется на шпангоуте № 28 головной части и шпангоуте № 28А хвостовой части. Стык фюзеляжа — фланцевого типа, имеет три направляющих и 18 стыковочных шпилек, штампованных из стали ЗОХГСНА заодно с фланцами. Шпильки фланцами приклепаны к ободу шпангоута, имеют венчик в виде звездочки для контровки на шайбах.

Стыковочные узлы фюзеляжа с крылом находятся на шпангоутах №№ 13,16, 22, 25, 28. Стык на шпангоуте № 13 — вильчатого типа с одним вертикальным болтом. Стык на шпангоуте № 16 имеет верхнюю и нижнюю вилки, расположенные в горизонтальной плоскости и среднее ушко в вертикальной плоскости.

Стык каждой вилки производится ступенчатым вертикальным болтом. Стык на среднем ушке осуществляется горизонтальным, консольно заделанным в ушке лонжерона крыла болтом.

Стык на шпангоуте № 22 — гребенчатого типа, с двумя вертикальными стыковочными болтами. Стык на шпангоуте № 25 — вильчатого типа, производился одним болтом с гайкой. Стык на шпангоуте № 28 осуществляется болтом, ввернутым и законтренным со стороны первой нервюры крыла в телескопическом гребенчатом узле.

Хвостовая часть фюзеляжа складывается из поперечного силового комплекта из 13 шпангоутов, продольного силового комплекта — стрингеров, и из дюралюминиевой (Д16) обшивки. Шпангоуты №№ 34, 35А и 36 — силовые, металлические. Стыковой шпангоут № 28А — из дюралюминиевого прессованного профиля, остальные» шпангоуты — из листового дюралюминия Z-образного сечения. Стрингеры — из дюралюминиевых прессованных уголков.

Четыре стрингера, окантовывающие вырезы под тормозной парашют и антенну МРП, имели более замечательное сечение. Между шпангоутами № 30 и № 32 внизу, с левой стороны, находится ниша тормозного парашюта. Между шпангоутами № 30 и № 31А внизу, с правой стороны, закреплена антенна МРП-56П.

Под фюзеляжем, от шпангоута № 28А и до конца хвостовой части по оси симметрии проходит аэродинамический гребень площадью 0,8 м2 и длиной 3,5 м. Передняя часть гребня — радиопрозрачная, в задней его части за шпангоутом № 36 установлен замок тормозного парашюта. В фюзеляжа от шпангоута № 29 и до шпангоута № 34 находится кожух двигателя. Стабилизатор закреплен на оси, которая может поворачиваться в подшипниках, смонтированных на шпангоутах № 35А и № 36.

Форсажная камера двигателя закреплена у шпангоута № 36. Фюзеляж заканчивается хвостовым коком, выполненным без внутренней обшивки. Для обдува двигателя у шпангоута № 31А имеются особые воздухозаборники.

Кабина летчика герметичная, вентиляционного типа, с автоматическим электродистанционным управлением совокупности питания. Воздушное пространство от компрессора двигателя по трубопроводам поступает через электрокран — распределитель воздуха к крану питания кабины, из которого направляется в коллекторы обдува подъемной части ног и фонаря летчика. В совокупности регулятора давления имеется кран, рукояткой которого возможно установить совокупность регулятора в положение «включено» либо «отключено».

Первое снабжает обычную работу регулятора в полете — в этом положении рукоятка должна быть законтрена. Второе — это наземная проверка кабины на герметичность. Обратный клапан пропускает воздушное пространство лишь в одном направлении — от двигателя в кабину.

При остановке двигателя либо повреждении питающего кабину трубопровода данный клапан закрывается и мешает утечке воздуха из кабины. На корпусе клапана выбита стрелка, показывающая направление перемещения воздуха. Кран питания кабины установлен в кабине за сиденьем летчика, имеет два фиксированных положения собственной заслонки — «открыто» и «закрыто». Управление краном дистанционное, тросовое, осуществляется ручкой управления, смонтированной в кабине на правом пульте.

При попадания в кабину дыма, паров керосина либо масла из двигателя наддув кабины отключается от двигателя установкой ручки управления крана в положение «закрыто».

Для охлаждения воздуха перед поступлением его в турбохолодильник употребляется воздухо-воздушный радиатор. Проходя через него, тёплый воздушное пространство отдает около 80 процентов тепла. Турбо-холодильник рекомендован для охлаждения воздуха, поступающего от воздухо-воздушного радиатора в герметичную кабину самолета.

Температура окружающей среды в кабине поддерживается терморегулятором ТРТВК-45М.

Фонарь кабины каплевидной формы, стекла толщиной 10 мм — термостойкие, органические, марки СТ-1, Переднее стекло из силикатного триплекса толщиной 14,5 мм. Фонарь кабины складывается из передней части, раскрывающейся на земле и сбрасываемой в полете при необходимости катапультирования, герметичной, остекленной перегородки и негерметичной задней остекленной части, укрепленной на фюзеляже за сиденьем.

Под фонарем в передней части установлен прозрачный бронеэкран толщиной 65 мм, по бокам которого установлены защитные остекленные щитки. Бронеэкран со щитками защищает летчика от воздушного потока при независимого аварийного сбрасывания фонаря. Герметичность соединения передней части фонаря с фюзеляжем осуществляется резиновым шлангом, проложенным по фюзеляжу и по ободу герметичной перегородки в особом углублении.

Фонарь (сбрасываемая часть) имеет следующие конструктивные сочленения с фюзеляжем:

1. Восемь силовых замков крепления фонаря к фюзеляжу, шесть из которых: расположены (по три) на правой и левой сторонах фонаря и управляются от двух совокупностей. Первая совокупность управления замками действует при закрытии и открытии фонаря, наряду с этим петли замков выходят и входят в соответствующие вырезы в фюзеляже, оставаясь в замках на фонаре.

Вторая совокупность управления замками действует при аварийном сбрасывании фонаря, наряду с этим, петли выпадают из замков фонаря (оставаясь в вырезах фюзеляжа), разъединяя фонарь с фюзеляжем. Два замка-шарнира, в передней части фонаря, при закрытии и открытии фонаря остаются закрытыми и являются шарнирами (довольно которых происходит поворот фонаря). Открытие этих замков, т.е. разъединение фонаря с фюзеляжем, происходит при аварийном сбрасывании фонаря.

2. Два штока цилиндров подъема (подброса) фонаря, закрепленных на фюзеляже на правой и левой сторонах. Болты (пальцы) штоков с фонарем соединены особыми рычагами совокупности аварийного открытия замков фонаря, каковые при срабатывании совокупности аварийного сброса освобождают его от штоков цилиндров.

3. Два замка временной задержки, каковые установлены на задней части фонаря. При закрывании и открывании эти замки не связывают фонарь с фюзеляжем. Только при его аварийном сбрасывании по окончании срабатывания пиропистолета замки временной задержки закрываются» и соединяют фонарь с фюзеляжем.

При начальном отделении фонаря (повороте) от фюзеляжа происходит срез шпилек замков, по окончании чего замки временной задержки раскрываются.

4. Спусковой привод управления пиропистолетом совокупности аварийного открывания замков фонаря расположен на его правой стороне и приводится в воздействие при аварийном сбрасывании особым зубом рычага, входящего в прорезь привода и расположенного на правомборту фюзеляжа совместно с рукояткой независимого сброса фонаря.

5. Трос блокировки пиромеханизма сиденья. Конструкция замков фонаря разрешает создавать их открытие:
а) рукояткой, расположенной на левом борту фюзеляжа снаружи, установленной в особом углублении;
б) из кабины рукояткой, расположенной на левой панели кабины;
в) в полете при сбрасывании фонаря, от шторки катапультируемого сиденья, от ручки независимого сбрасывания либо от рукоятки дублирующей совокупности аварийного открытия замков (при отказа пиротехнической совокупности аварийного открытия замков).

Открытие фонаря (подъем) и закрытие (опускание) происходят относительно оси двух передних замков-шарниров при помощи выхода либо уборки штоков двух воздушных цилиндров. При аварийном сбрасывании фонаря (от шторки либо ручки независимого сбрасывания) подброс его производится от цилиндров подъема фонаря давлением воздуха 110 — 130 кг/см2, наряду с этим происходит поворот фонаря довольно замков временной задержки.

По окончании того как фонарь повернется на угол 20° — 25°, замки временной задержки раскрываются и фонарь освобождается от связи с фюзеляжем. При таком угле наклона фонарь владеет громадной подъемной силой, благодаря чего быстро отходит вверх. При отделении от фюзеляжа фонарь разблокирует стреляющий механизм сиденья.

Предстоящим перемещением шторки летчик приводит в воздействие совокупность выстрела сиденья и создаёт катапультирование.

При несбрасывании фонаря от шторки летчик может воспользоваться рукояткой независимого сброса, расположенной на правой подфонарной панели фюзеляжа.

Катапультное кресло шторочное (ранее ставившееся на МиГ-19), снабжающее возможность покидания самолета в полете как на малых, так и на громадных скоростях полета. Кресло складывается из следующих главных частей: каркаса с чашкой, заголовника, подножек, привязных ремней, совокупности захватов ног, бронезащиты, стреляющего механизма, совокупности блокировки, автомата Преисподняя-3 с пружинным механизмом, механизма стабилизирующих щитков, механизма регулирования сиденья по высоте и механизма стопорения привязных ремней. На левом поручне сиденья установлен объединенный разъем ОРК-2.
Сиденье установлено на направляющих рельсах, что разрешает регулировать его положение по вертикали. При катапультировании кресло скользит по направляющим рельсам. Для сбрасывания фонаря механизмов и последовательного срабатывания кресла имеется блокировка с фонарем при помощи троса.
Катапультирование возможно произведено от шторки либо от рычагов, установленных на поручнях сиденья. При катапультировании от шторки кресла сперва сбрасывается фонарь, потом посредством троса разблокируется стреляющий механизм. Разблокировка происходит, в то время, когда фонарь отделяется от фюзеляжа на расстояние 1,5 м.

Катапультирование вероятно с предварительно скинутым фонарем от ручки независимого сбрасывания фонаря либо, при отказа пиросистемы, посредством дублирующей совокупности открытия замков. Главным видом катапультирования есть катапультирование от шторки.

Крыло самолета имеет треугольную в плане форму с углом стреловидности по передней кромке 57°. Профиль крыла — симметричный, скоростной, типа ЦАГИ-С-9С с относительной средней толщиной 5%. Угол установки крыла 0°, поперечное «V» крыла — 2°.

Крыло складывается из пары двух консолей. Каркас каждой консоли собран из лонжерона, двух стеночных стрингеров (переднего и заднего), основной балки, задней силовой накладки, комплекта нервюр, стрингеров и обшивки, подкрепляющих обшивку.Главными материалами в конструкции крыла являются: дюралюминий Д16, сплав В95, стали ЗОХГСНА и ЗОХГСА, сплавы МЛ5-Т4 и ВМ65-1. Между главной балкой и лонжеронами в каждой консоли имеется ниша главной стойки шасси.

В каждой консоли крыла размещены по два топливных бака-отсека: один — в носовой части крыла, а второй — в средней корневой части. В носке каждой консоли крыла установлен нелинейный механизм управления элеронами, в средней части каждой консоли находится бустер БУ-45 управления элеронами. В корневой части каждой консоли установлены кислородные баллоны.

На левой и правой консолях крыла перед основной балкой (между нервюрами № 1 и № 2) смонтированы посадочные малогабаритные фары. При снятой посадочной фаре на правой консоли крыла на ее место возможно установить фотоаппарат, заменив наряду с этим крышку люка.

На левой и правой консолях перед лонжероном у носка № 19 установлен узел для транспортировки, что в один момент является упором под козелок. В носках крыла по нервюрам № 13 и № 15 установлены два узла для подвески ракет. Крепление крыла к фюзеляжу осуществляется в пяти точках.

Лонжерон крыла складывается из трех частей: корневой, средней и хвостовой. Корневая часть выполнена тёплой штамповкой из дюралюминия, средняя часть — тёплой и хвостовая — холодной штамповкой из стали. В корневой части лонжерона имеется гнездо под опорный подшипник оси поворота главной стойки шасси.

В средней части лонжерона (сверху и снизу) находятся усиливающие накладки из высокопрочного сплава. На консолях крыла, ближе к законцовкам, находятся аэродинамические гребни высотой 7 процентов от местной хорды. На основной балке установлено второе гнездо под опорный подшипник оси поворота основной стойки шасси.

На нижней поверхности крыла размещен отсек уборки главной стойки шасси. Обшивка крыла имеет толщину от 1,5 мм до 2,5 мм. В носках правой и левой консолей крыла, между нервюрами № 1 и № 13 расположено по одному топливному баку емкостью по 175 литров.

закрылки и Элероны установлены на задней кромке крыла. Элероны — клепаной конструкции с осевой компенсацией, их площадь — 1,18 м2. Каркас элерона складывается из переднего и заднего лонжеронов, комплекта нервюр, верхней и нижней концевого профиля и обшивок-ножа, что на левом элероне употребляется в качестве неуправляемого триммера.

В носке элерона установлен противофлаттерный груз — вписанная в контур элерона металлическая отливка. нервюры и Лонжероны отштампованы из листового дюралюминия. Обшивка элерона — переменной толщины — 1,5 мм от лобовой части до заднего лонжерона и 0,8 мм за задним лонжероном.

Элементы обшивки изготовлены из дюралюминия ме-тодом химического фрезерования. Концевой профиль (нож) изготовлен из магниевого сплава МА8. На левом элероне имеется пластина-триммер длиной 0,4 м и шириной 0,01 м, отклоняемая на земле.

Углы отклонения элеронов +20°. Управляются элероны посредством гидроцилиндров.

Для уменьшения длины разбега при взлете уменьшения и самолёта его посадочной скорости в корневой задней части крыла установлены закрылки плавающего типа, имеющие два положения — убранное и выпущенное. В убранном положении закрылки удерживаются шариковыми замками в гидроцилиндрах и давлением рабочей жидкости, а в выпущенном положении — лишь давлением рабочей жидкости.

В выпущенном положении с ростом скорости закрылки под действием скоростного напора вытесняют рабочую жидкость из полости гидроцилиндров «на выпуск» и тем самым значительно уменьшается угол отклонения закрылков. Из расчета на прочность закрылки должны начать убираться на скорости 340 км/час.

Плавающие закрылки типа ЦАГИ имеют большой угол отклонения 24°30?; площадь каждого — 0,935 м2. Каркас закрылка складывается из двух набора и лонжеронов нервюр. Закрылок подвешен к консоли крыла посредством двух рельсов, расположенных по его торцам между нервюрами № 1 и № 6; рельсы имеют форму дуги окружности радиусом 600 мм.

Закрылки, как и элероны, управляются посредством гидросистемы. Гидроцилиндр управления закрылками крепится в средней части консоли крыла между нервюрами № 3 и № 4.

Хвостовое оперение — свободнонесущее, стреловидной формы, оно образовано горизонтальным и вертикальным оперением симметричного профиля.

Горизонтальное оперение складывается из управляемого стабилизатора с углом стреловидности в плане 55°. Площадь подвижной части — 3,94 м2, размах — 3,74 м. Профиль — № А6А с относительной толщиной 6%, угол установки стабилизатора равен 0°. Углы отклонения стабилизатора: носок вверх — 7°3

Фронтовой истребитель МиГ-29. Взлёт в будущее. Фильм 1 — Слагаемые успеха (Крылья России, 2011)

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: