Истребитель-перехватчик миг-21см.

Разработчик: ОКБ Микояна, Гуревича
Страна: СССР
Первый полет: 1967 г.

За МиГ-21С показался МиГ-21СМ с двухвальным двигателем Р-13-300 и встроенной двухствольной пушкой ГШ-23Л (по типу экспортного МиГ-21М) с газовым компенсатором для понижения пикирующего момента при стрельбе.

На Р-13-300 в первый раз для увеличения устойчивости компрессора низкого давления применили щелевую проставку над первой ступенью и форсажную камеру с радиально-кольцевым стабилизатором и теплозащитный экран с отверстиями малого диаметра.

В состав БРЭО МиГ-21С входят : РЛС «Сапфир-21», оптический прицел АСП-ПФД, радиоприцел С-21, совокупность предупреждения об облучении СПО-10, пилотажно-навигационный комплекс (ПНК) «Полет-ОИ» (включает совокупность автоматического управления СВУ-23ЕСН, совокупность ближней навигации и посадки РСБСН-5С и антенно-фидерную совокупность «Пион-Н»), помехозащищенная линия связи «Лазурь», снабжающая сотрудничество с наземной автоматизированной совокупностью управления «Воздушное пространство-1», катапультное кресло КМ-1.

На внутренних подвесках допускалось крепление многозамковых балочных держателей для бомб калибра 100 кг и блоков УБ-32 со боеприпасами С-5. В связи с установкой ГШ-23Л поменяли конфигурацию второго топливного бака, а под фюзеляжем допускалась подвеска бака количеством 800 литров, причем расстояние от него до почвы осталось прежнее. В кабине сохранились зеркала бокового обзора, а на законцовках крыла — обтекатели антенн станции СПО-10, оповещавшей и дававшей предупреждение об облучении радарами вторых самолетов.

Летные опробования МиГ-21СМ начались во второй половине 60-ых годов XX века, и в следующем же году Горьковский летный завод выпустил первые 30 серийных автомобилей (тип «15»),

Единственный узнаваемый автору случай применения МиГ-21СМ в воздушном бою случился 28 ноября 1973 года. В тот сутки, вылетевший по тревоге замкомандира эскадрильи капитан Геннадий Николаевич Елисеев стёр с лица земли турецкий армейский самолет. События сложились так, что самолет-нарушитель уходил в сторону границы, и времени на использование оружия не было. Оставался только один, проверенный еще в Первую мировую, русский метод пресечения полета чужестранца — таран.

14 декабря капитану Г.Н. Елисееву посмертно присвоили звание Героя СССР, но подробности об этом подвиге страна определила практически двадцать лет спустя.

В 1975 году на одном МиГ-21СМ модифицировали профиль крыла, заменив скругленный носок передней кромки острым. Изучения продемонстрировали заметное улучшение летных черт, но внедрить это новшество в серийное производство по многим причинам не удалось.

Краткое техническое описание истребителя МиГ-21СМ.

Самолет является одноместный однодвигательный среднеплан с треугольным крылом малого удлинения и цельноповоротным горизонтальным оперением. Планер самолета цельнометаллической конструкции, выполнен с применением алюминиевых (по большей части, Д16 и В95) и магниевых сплавов, и сталей (ЗОХГСНА, ЭИ-643 и др.) в самый нагруженных элементах.

Фюзеляж полумонококовой конструкции. Толщина обшивки — 1,2 мм. Эксплуатационным разъемом фюзеляж делится на две части — переднюю (до шп. 28) и хвостовую (от шп. 28А). Носок передней части является сверхзвуковой многорежимный лобовой воздухозаборник диаметром 870 мм, оснащенный центральным телом, в которого установлена бортовая РЛС. Антенна РЛС закрыта ориентированным под углом — 3° к продольной оси самолета подвижным конусом трехступенчатого типа.

Управление воздухозаборником осуществляется методом продольного перемещения этого конуса, его движение — 200 мм. По бортам фюзеляжа расположены две пары створок: в носовой части — противопомпажные, под кабиной летчика — дополнительного забора воздуха. В фюзеляжа, между шп. 3 и 6, находятся: под воздушным каналом — ниша убранного положения передней опоры шасси, над каналом — отсек БРЭО. Огибая кабину летчика, воздушный канал в районе шп. 5 разделяется на два рукава, каковые за шп.

22 снова соединяются в единый канал круглого сечения. Кабина занимает гермоотсек между шп. 6 и 11, под ней находится отсек БРЭО.

Кабина закрыта фонарем, складывающимся из неподвижного козырька и откидывающейся вправо крышки. Фонарь выполнен из оргстекла толщиной 10 мм, не считая лобового плоского стекла козырька, изготовленного из силикатного триплекса толщиной 14 мм. Козырек защищен спиртовой ПОС с бачком на 4,5 л. На крышке установлен перископ ТС-27АМШ.

Крышка фонаря раскрывается вручную, а катастрофический сброс ее производится пиротехнической совокупностью. За кабиной летчика в гаргроте (между шп. 14 и 22) находится железный топливный бак, еще 5 мягких баков размещаются за кабиной в фюзеляже (до шп. 28) над двигателем и воздушными каналами. На нижней поверхности фюзеляжа закреплены три тормозных щитка: на шп. 11 — два передних суммарной площадью 0,88 м2, на шп. 22 -задний площадью 0,47 м2. Углы отклонения щитков, соответственно — 25° и 40°.

Между передними щитками установлена встроенная пушка ГШ-23Л. За ней в плоскости симметрии самолета находится пилон для крепления подвесного топливного бака. Слева и справа от этого пилона находятся ниши убранного положения главных колес шасси.

Хвостовая часть фюзеляжа совместно с оперением в ходе эксплуатации возможно демонтирована с целью снятия-установки двигателя. Ее поперечный силовой комплект складывается из 13 шпангоутов. На нижней поверхности хвостовой части закреплен подфюзеляжный гребень, а на верхней (под рулем направления) — контейнер тормозного парашюта ПТ-21УК. Площадь парашюта — 16 м2, подфюзеляжного гребня — 0,8 м2.

Носок гребня выполнен радиопрозрачным, в нем смонтирована антенна телеметрической совокупности.

Крыло самолета собрано из скоростных симметричных профилей ЦАГИ-11, толщина которых изменяется от 4,2 % у корня до 5 % на финишах. Угол стреловидности крыла по передней кромке — 57°; удлинение — 2,22; сужение — 12,9; САХ — 4,0 м. Оно установлено под углом 0°, а угол его поперечного «V» равен -2°. На верхней поверхности каждой консоли крыла перед элероном установлен аэродинамический гребень высотой 7 % САХ.

Продольный силовой комплект консоли крыла складывается из основной балки, переднего и заднего лонжеронов. Поперечный комплект переднего отсека консоли (до переднего лонжерона) — 25 нервюр, ориентированных перпендикулярно передней кромке крыла. Между передним главной балкой и лонжероном находится ниша убранного положения главной стойки шасси. Потом, в заднем отсеке консоли, поперечный комплект складывается из 12 нервюр параллельных плоскости симметрии самолета.

Толщина обшивки крыла 1,5-2,5 мм. В каждой консоли, приблизительно до половины ее размаха, находятся два топливных бака-кессона: передний (между нервюрами 1 и 13) и задний (между нервюрами 1 и 6). На передней кромке крыла механизация отсутствует.

Механизация задней кромки — несложной выдвижной закрылок, оснащенный совокупностью сдува пограничного слоя (СПС). Размах закрылка консоли — 1,24 м, площадь — 0,94 м2. Углы отклонения — 25° (на взлете) и 45° (на посадке). Воздушное пространство для совокупности СПС отбирается за компрессором ТРДФ. Элероны выполнены с осевой аэродинамической компенсацией (24,8%). Размах одного элерона — 1,21 м, площадь — 0,59 м2. Углы отклонения +/-20°.

На нижней поверхности крыла на 55 % и 73 % его размаха установлены 4 пилона навески оружия.

Оперение складывается из киля с рулем направления и цельноповоротного стабилизатора. Площадь вертикального оперения — 5,3 м2, угол стреловидности по 1/4 хорд — 61,5°, профиль — ЦАГИ С-ПС (мод.) толщиной 4,4 %, симметричный. Руль направления выполнен с осевой аэродинамической компенсацией (26,8%). Площадь РН — 0,97 м2, углы отклонения +/-25°.

В законцовке и между лонжеронами киля размещаются блоки РЭО. Площадь горизонтального оперения — 6,69 м2, размах — 3,74 м, угол стреловидности по 1/4 хорд — 55°. Профиль стабилизатора — NACA-M толщиной 6 %, симметричный. Углы отклонения +7,5°/ -16,5°.

На законцовках стабилизатора установлены противофлаттерные грузы.

Шасси — трехопорное с носовым колесом, убираемое в полете. Колея шасси — 2,79 м, база — 4,71 м. Опоры одноколесные, оснащены азотно-масляными амортизаторами с торможением на прямом и обратном ходах. Все колеса имеют воздушно-дисковые тормоза.

Носовая опора закреплена на шп. 6 и убирается в фюзеляж против полета. Она складывается из стойки полурычажного колеса и типа КТ-102 размером 500?180 мм с давлением в пневматике 7 кгс/см2. Главная опора крепится к крылу в зоне стыка основной балки с передним лонжероном.

Она складывается из стойки колеса и телескопического типа КТ-92 размером 800?200 мм с давлением в пневматике 8 кгс/см2. Главная опора убирается в крыло и фюзеляж по направлению к оси самолета, наряду с этим колесо поворачивается довольно стойки на 87°. Верхние полости главных стоек шасси употребляются в качестве баллонов главной воздушной совокупности самолета.

Кроме установленной в кабине летчика световой сигнализации положения шасси, самолет оснащен механическим сигнализатором выпуска носовой опоры и лампами внешней световой сигнализации на всех стойках. При отказа гидравлической и воздушной совокупностей самолета носовая опора может выпускаться под действием собственного веса и набегающего воздушного потока. Наряду с этим замок, удерживающий ее в убранном положении, раскрывается летчиком при помощи тросовой проводки и рукоятки.

Силовая установка. На самолете установлен турбореактивный двигатель Р-13Ф-300 с большой тягой на бесфорсажном режиме 4070 кгс, на форсаже — 6490 кгс. Удельный расход горючего — 0,93 и 2,04 кг/кгс»ч, соответственно.

Двигатель — двухвальный, с осевым шестиступенчатым двухроторным компрессором, трубчато-кольцевой камерой сгорания и двухступенчатой турбиной. Запуск двигателя — электрический. Имеется совокупность кислородной подпитки двигателя для запуска в полете на громадной высоте.

Топливная совокупность самолета включает 10 баков неспециализированной емкостью 2800 л, в т.ч. 1880 л — суммарный количество 5 мягких фюзеляжных баков, 340 л — бака в гаргроте, 360 л — двух передних крыльевых баков и 220 л — двух задних крыльевых баков. Заправка внутренних топливных баков — централизованная, осуществляется через заливную горловину бака в гаргроте.

Помимо этого, смогут употребляться подвесные топливные баки — фюзеляжный на 800 л и два крыльевых по 490 л. Используемое горючее — керосин марок Т-1, Т-2 либо ТС-1.

Управление самолетом в продольном и поперечном каналах — бустерное, в путевом — механическое, без гидроусилителей. Проводки управления по трем каналам твёрдые, образованы качалками и трубчатыми тягами. Отклонение стабилизатора осуществляется одним двухкамерным бустером БУ-210Б, элеронов — двумя (по одному на любой элерон) однокамерными бустерами БУ-45А.

Бустера выполнены по необратимой схеме, исходя из этого в продольном и поперечном каналах управления употребляются пружинные загрузочные механизмы. Помимо этого, в совокупность управления стабилизатором включены механизм «триммерного результата» — автомат регулирования АРУ-ЗМВ и датчик сигнализации углов ДСУ-2А, применяемый для коррекции открытия конуса и выдвижения воздухозаборника противопомпажных створок в зависимости от отклонения стабилизатора.

Самолет оснащен двухканальным автопилотом АП-155 с твёрдой обратной связью, что осуществляет управление по трем осям. Аккуратные механизмы автопилота — электромеханические рулевые агрегаты РАУ-107А отклоняют элероны и стабилизатор на углы +/-1° и +/-3° соответственно. Ручка управления самолетом (РУС) складывается из рукоятки и алюминиевой трубы, закрепленной на трубе при помощи карданного устройства.

При «переламывании» РУС на углы малой величины происходит переход и выключение автопилота на ручное управление. Механизм разворота носовой опоры шасси управляется педалями.

Гидравлическая совокупность складывается из двух независимых совокупностей: главной и бустерной. Главная снабжает работу одной из камер бустера стабилизатора; выпуск и уборку шасси и закрылков; управление тормозными щитками, конусом воздухозаборника, створками и противопомпажными створками реактивного сопла; автоматическое торможение колес при уборке. Она кроме этого есть дублирующей для бустеров элеронов.

От бустерной совокупности трудятся вторая камера и бустеры элеронов бустера стабилизатора. Номинальное давление в гидросистеме 180-215 кгс/см2, рабочая жидкость — минеральное масло АМГ-10. Обе совокупности применяют один гидравлический бак, поделённый гермоперегородкой на два отсека (главной и бустерный).

Любая из совокупностей имеет собственный источник давления — поршневой ротативный насос переменной производительности НП-34М-1Т, установленный на маршевом двигателе, и два гидроаккумулятора (шаровой и цилиндрический), служащих для временного поддержания рабочего давления при отказе гидронасоса. Для обеспечения посадки самолета с неработающим двигателем в бустерную совокупность включена аварийная насосная станция с приводом от электромотора.

Воздушная совокупность самолета включает главную совокупность, которая помогает для торможения колес шасси, управления фонаря и герметизации кабины его ПОС, сброса и выпуска тормозного парашюта, и аварийную, используемую для аварийного выпуска шасси и торможения колес. В совокупности употребляется сжатый воздушное пространство под давлением 110-130 кг/см2. Воздушное пространство для питания главной совокупности хранится в двух сферических баллонах емкостью по 2 л, цилиндрическом баллоне на 4,4 л и двух гермополостях главных стоек шасси емкостью по 2,3 л. Для питания аварийной совокупности употребляются два сферических баллона по 1,3 л любой. Зарядка всех воздушных баллонов производится на земле,

Электросистема снабжает питание потребителей постоянным и переменным током. Главным источником постоянного тока напряжением 28,5В помогает установленный на двигателе стартер-генератор ГСР-СТ-12000ВТ-2И. Резервный источник — две подключенные параллельно стартер-генератору аккумуляторные батареи 15СЦС-45А напряжением 24 В и емкостью 45 Ач любая. Источником однофазного переменного тока напряжением 115 В и частотой 400 Гц есть генератор СГО-8 с приводом от двигателя.

Потребители трехфазного переменного тока напряжением 36 В и частотой 400 Гц питаются от сети постоянного ТОка через электромеханические преобразователи ПТ-500Ц и ПТ-125Ц. Имеются кроме этого преобразователи ПО-1500ВТ-2И и ПО-750А, переводящие постоянный ток в однофазный переменный напряжением 115В.

Радиоэлектронное оборудование самолета снабжает ответ задач навигации, уничтожения и поиска целей, автоматического самолетовождения, связи. Прицельное РЭО включает радиолокационный прицел РП-22 (РЛС «Сапфир-21»), сопряженный с оптическим прицелом АСП-ПФД. Станция имеет параболическую антенну с углом сканирования по азимуту 60°, по углу места 20°. Большая дальность обнаружения цели, имеющей ЭПР 16 м2, образовывает 30 км; дальность ее сопровождения — не более 15 км.

Перехват воздушных целей обеспечивается в диапазоне высот от 1000 до 20000 м. На самолете установлена помехозащищенная аппаратура радиокомандной линии наведения на цель — станция «Лазурь-М», предназначенная для работы с наземной автоматизированной совокупностью управления «Воздушное пространство-1». Радиосвязное оборудование — УКВ радиостанция РСИУ-5 (Р-802).

Также, в состав БРЭО входят: автопилот АП-155; непроизвольный радиокомпас АРК-10; радиовысотомер малых высот РВ-УМ (диапазон высот от 0 до 600 м); маркерный радиоприемник МРП-56П; курсовая совокупность КСИ-2; самолетный ответчик СОД-57М; аппаратура госопознавания СРЗО-21; станция предупреждения об облучении «Сирена-3М»; аппаратура регистрации параметров полета САРПП.

Противопожарная совокупность снабжает тушение огня в двигательном отсеке фюзеляжа. Она складывается из совокупности сигнализации о пожаре ИС-2МС, которая подает световой сигнал летчику, и совокупности пожаротушения, включающей стальной коллектор и огнетушитель-распылитель. Электродатчики сигнализации о пожаре установлены на шп.

29.

Совокупности жизнеобеспечения. Совокупность кондиционирования воздуха помогает для поддержания в кабине летчика оптимальной давления и температуры. Параметры воздуха в кабине регулируются машинально при помощи регулятора давления АРД-57В и терморегулятора ТРТВК-45М. Для питания летчика кислородом на громадных высотах и при разгерметизации кабины имеется набор кислородного оборудования ККО-5 с кислородной маской КМ-32М.

В полетах на громадных высотах летчик применяет высотно-компенсирующий костюм ВКК-6 и гермошлем ГШ-6. Совокупность аварийного покидания самолета включает катапультное кресло КМ-1, снабжающее спасение летчика на скоростях более чем 130 км/ч во всем диапазоне высот полета. Совокупность катапультирования сблокирована с пиросистемой аварийного сброса крышки фонаря кабины и срабатывает лишь по окончании отстрела данной крышки.

Оружие. Самолет оснащен встроенной двуствольной пушкой ГШ-23Л лафетного типа. Калибр пушки 23 мм, скорострельность — 3400 выстр./мин, начальная скорость боеприпаса — 700 м/с, боекомплект — 200 снарядов. Масса пушки образовывает 51 кг, одного боеприпаса — 200 г. Ракетно-бомбовое оружие самолет несет на 4-х подкрыльевых узлах.

Для борьбы с воздушными целями на пусковые устройства типа АПУ-13 подвешиваются 2-4 управляемые ракеты Р-3С с тепловыми головками самонаведения либо Р-3Р с радиолокационными головками. Вместо ракет Р-3Р смогут использовать более ветхие РС-2УС на пусковых устройствах АПУ-7. Для ударов по земным объектам на крыльевые бомбодержатели типа БДЗ-58 крепятся блоки УБ-16-57У или УБ-32 с неуправляемыми авиационными ракетами С-5К калибром 57 мм.

Вместо блоков НАР на эти держатели возможно подвесить 2-4 свободнопадающие бомбы калибром до 50, 100, 250 и 500 кг. Большая масса боевой нагрузки — 1300 кг. Самолет кроме этого может оснащаться аэрофотоаппаратом АФА-39.

Помимо этого, в состав его штатного оборудования входит ракета «воздух-почва» Х-66, но такое оружие фактически не употребляется.

ЛТХ:

Модификация: МиГ-21СМ
Размах крыла, м: 7,15
Протяженность, м: 14,90
Высота, м: 4,71
Площадь крыла, м2: 23,00
Масса, кг
-безлюдного самолета: 5250
-обычная взлетная: 8300
-большая взлетная: 9400
-топлива: 2200
Тип двигателя: 1 х ТРДФ Р-13-300
Тяга кгс: 1 х 6490
Большая скорость, км/ч
-на высоте: 2230
-у почвы: 1300
Практическая дальность, км
-с ПТБ: 1420
-без ПТБ: 1050
Большая скороподъемность, м/мин: 12240
Практический потолок, м: 18000
Макс. эксплуатационная перегрузка: 8,5
Экипаж, чел: 1
Оружие: встроенная 23-мм пушка ГШ-23Л (200 снарядов); большая масса боевой нагрузки до 1300 кг на 4 узлах подвески: до 4 х УР «воздух-воздух» К-13М, Р-3Р, Р-60, Р-60М, и НАР в блоках УБ-16 либо УБ-32 свободнопадающие бомбы разных типов калибром до 100 кг, зажигательные баки.

Прототип МиГ-21СМ.

Серийный МиГ-21СМ.

Серийный МиГ-21СМ. Вид спереди.

МиГ-21СМ. Рисунок.

Схема подвески оружия МиГ-21СМ.

МиГ-21СМ. Схема.

Перечень источников:
Николай Якубович. Истребитель МиГ-21. Последние модификации.
Время и Авиация. Ефим Гордон. Созданный для боя.
Крылья России. самолёты и История ОКБ «МиГ».
Крылья Отчизны. Ефим Гордон. Рождение долгожителя.
Ефим Гордон, Владимир Климов. МиГ-21.
Крылья Отчизны. Э.Эгенбург. Сверхзвуковой реактивный «МиГ».
История конструкций самолетов в СССР 1951-1965гг.

Истребитель-перехватчик МИГ-25

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: