Двухместный учебно-боевой истребитель МиГ-21УМ предназначен для тренировочных полетов летного состава ВВС, обучения курсантов училищ технике пилотирования в простых и сложных метеорологических условиях днем и ночью, а также для боевых полетов во всем диапазоне высот и скоростей, установленных ограничением для этого самолета.
Учебно-боевой истребитель МиГ-21УМ является модификацией учебно-боевого истребителя МиГ-21УС и отличается от него тем, что на нем: - установлен прицел АСП-ПФД взамен прицела АСП-5НД;
- установлен автопилот АП-155 взамен автопилота КАП-2;
- оборудование в переднем отсеке расположено на выдвижной платформе («этажерке»);
- установлен прибор ДА-200И, обеспечивающий имитацию отказа вариометра в передней кабине, и прибор ДА-200 в задней кабине взамен приборов ВАР-500УК, ВАР-300МК и ЭУП-53.
В остальном самолет по своей конструкции со-ответствует самолету МиГ-21УС типа 68.
Для выполнения учебных и боевых заданий на самолете имеется стрелковое, ракетное и бомбардировочное вооружение.
Самолет оснащен современными приборами и радиотехническим оборудованием, что обеспечивает его многоцелевое применение в любое время суток в простых и сложных метеорологических условиях.
Хорошие аэродинамические характеристики самолета обеспечивают его высокую маневренность, допускают выполнение разнообразных профилей перехвата и фигур высшего пилотажа. Примененная на самолете система сдува пограничного слоя (СПС) на закрылках позволяет получить взлетно-посадочные характеристики, обеспечивающие его эксплуатацию с аэродромов второго класса, а также с грунтовых аэродромов.
Самолет МиГ-21УМ представляет собой цельно-металлический свободнонесущий среднеплан с треугольным крылом, стреловидным оперением и управляемым в полете стабилизатором.
Крыло — треугольной формы в плане, имеет угол стреловидности по передней кромке 57°, профиль крыла — симметричный ЦАГИ С-9с со средней толщиной 5%.
На крыле установлены элероны с осевой аэродинамической компенсацией и закрылки, оборудованные системой СПС (сдув пограничного слоя), закрылки отклоняются при взлете на 25°, при посадке — на 45°.
На задней кромке левого элерона установлена пластина, отгибом которой обеспечивается поперечная балансировка при полете с отключенной гидросистемой.
Фюзеляж — типа полумонокок, имеет эксплуатационный разъем, обеспечивающий удобный монтаж и демонтаж двигателя. На нижней поверхности фюзеляжа установлены два тормозных щитка (перед¬ний и задний, общей площадью 1,0 м2). Передний щиток отклоняется на 30°, а задний — на 40°.
На хвостовой части фюзеляжа установлен подфюзеляжный гребень площадью 0,8 м2.
Фонарь самолета состоит из неподвижного козырька и двух подвижных частей, передней и задней (над кабинами учлета и инструктора), которые откидываются в правую сторону.
Кабины имеют хороший обзор для учлета и инструктора.
Горизонтальное оперение представляет собой управляемый стабилизатор с углом стреловидности 55° по 1/4 САХ, с максимальными углами отклонения его по потоку от —16,5 (носок вниз) до +7,5° (носок вверх) или перпендикулярно к оси вращения от —28 и до +13°.
Профиль горизонтального оперения — симметричный NАСА-М с постоянной толщиной 6% (по потоку). На задней кромке стабилизатора для уменьшения шарнирного момента установлена пластина, отогнутая вверх на 4°.
Вертикальное оперение — стреловидное, с углом стреловидности 60°.
Профиль вертикального оперения — симметричный ЦАГИ С-11-с (модифицированный с постоянной толщиной 4,4% (по потоку).
На задней кромке руля направления установлена пластина, при отгибе которой обеспечивается путевая балансировка самолета.
На самолете установлен турбореактивный двигатель Р11Ф2С-300 с осевым двухвальным компрессором и форсажной камерой, с плавной регулировкой тяги на форсажных режимах. Управление двигателем спаренное и может осуществляться как из кабины учлета, так и из кабины инструктора.
Лобовой осесимметричный воздухозаборник самолета—сверхзвуковой с острыми входными кромками, оборудован выдвижным конусом с автоматическим регулированием, обеспечивающим максимальную тягу двигателя и минимальное сопротивление самолета.
Воздухозаборник во всем диапазоне летных режимов подводит к двигателю достаточное количество воздуха с малыми потерями полного давления, равномерными полями скоростей на входе в двигатель и минимальным внешним сопротивлением.
Уменьшение потерь полного давления достигается с помощью торможения сверхзвукового потока в системе скачков уплотнения, образующихся на двухступенчатом конусе воздухозаборника с углами 17,5° и 25° (половинными), и дальнейшего торможения дозвукового потока в дозвуковом диффузоре канала.
Регулирование расхода воздуха, поступающего в двигатель, и обеспечение беспомпажной работы воздухозаборника осуществляются выдвижением конуса в зависимости от числа М полета в следующие положения: до М = 1,5; от М=1,5 до М=1,9; при М=1,9;
Для предупреждения возникновения «помпажа» воздухозаборника на фюзеляже имеются автоматически управляемые противопомпажные створки и створки дополнительного забора воздуха на взлете для разгрузки входного канала.
При полетах на скоростях, соответствующих М≥1,5 при выключении форсажа с уборкой РУД до оборотов n1<n1 max, или при увеличении угла атаки самолета больше допустимого беспомпажная работа воздухозаборника обеспечивается перепуском воздуха через противопомпажные створки. Сигналом для открытия противопомпажных створок при а>aдоп служит угол отклонения стабилизатора, равный —20° (носок вниз).
Взлетные створки, открывающиеся автоматически под действием разрежения в канале, служат для уменьшения потерь полного давления и увеличения тяги на взлетном режиме.
Топливо размещается в шести фюзеляжных баках общей емкостью 1865 л, в четырех крыльевых баках-отсеках общей емкостью 580 л и одном подвесном баке (под фюзеляжем) емкостью 490 л. Полная емкость топливной системы без подвесного бака составляет 2445 л, с подвесным баком — 2935 л.
Шасси самолета — трехколесное. Переднее колесо КТ-102 с шиной 500Х180А и основные колеса КТ-92Б с шинами 800X200В обеспечивают возможность эксплуатации самолета с грунтовых аэродромов и аэродромов 2-го класса.
Передняя стойка убирается в фюзеляж, вперед против набегающего потока. Основные стойки крепятся в консолях крыла; колеса при уборке разворачиваются относительно стоек и укладываются в ниши фюзеляжа, а стойки укладываются в крыло.
Управление уборкой и выпуском шасси — спаренное и может осуществляться как из кабины учлета, так и из кабины инструктора.
Для сокращения длины пробега при посадке в хвостовой части фюзеляжа, сверху фюзеляжа, установлен тормозной парашют площадью 19 м2. Управление выпуском и сбросом тормозного парашюта возможно из обеих кабин.
Управление стабилизатором осуществляется при помощи двухкамерного бустера БУ-210Б и автоматики АРУ-3ВУ, которая снижает чрезмерную эффективность стабилизатора на скоростях, близких к скорости звука, и на малых высотах.
Усилия на ручке управления в продольном направлении создаются пружинным загрузочным механизмом. Снятие усилий с ручки управления при различных ее положениях осуществляется с помощью электромеханизма триммерного эффекта МП-100М.
Управление элеронами осуществляется через два бустера БУ-45А (по одному на каждый элерон).
Усилия на ручке управления в поперечном направлении создаются пружинным загрузочным механизмом.
Для повышения безопасности пилотирования в системе управления установлен двухканальный автопилот АП-155, улучшающий управляемость самолета и облегчающий пилотирование, особенно в ночных полетах и сложных метеоусловиях.
Путевое управление осуществляется рулем направления, связанным с педалями жесткой проводкой. С педалями соединен также механизм управления разворотом передней стойки шасси.
В системах управления элеронами и рулем направления установлены механизмы нелинейного изменения передаточного отношения от ручек управления к элеронам и от педалей к рулю направления. Эти механизмы служат для уменьшения «чувствительности» в поперечном управлении на больших скоростях полета, а в путевом управлении—для снижения усилий на педалях.
На самолете имеются две автономные гидросистемы (бустерная и основная) с рабочим давлением 210 кгс/см2.
Бустерная гидросистема обслуживает систему управления самолетом и приводит в действие одну камеру бустера стабилизатора и два бустера элеронов.
Основная гидросистема обслуживает шасси, закрылки, тормозные щитки, противопомпажные створки, выдвижной конус воздухозаборника, регулируемое сопло двигателя, АП-155 и одну камеру бустера стабилизатора.
При отказе бустерной системы основная система является дублирующей для бустеров элеронов.
При отказе одной из гидросистем мощности одной работающей камеры бустера стабилизатора вполне достаточно для завершения полета.
При остановке и незапуске двигателя в полете в случае заклинения двигателя или пониженных оборотов авторотации посадка самолета обеспечивается аварийной насосной станцией.
Воздухосистема состоит из двух самостоятельных систем: основной и аварийной с рабочим давлением 110—130 кгс/см2.
Основная система обеспечивает торможение колес, герметизацию фонарей, управление выпуском и сбросом тормозного парашюта, включение антиобледенителя, перекрывание крана топлива.
Аварийная воздухосистема обслуживает аварийный выпуск шасси и аварийное торможение колес.
В основном варианте вооружение самолета состоит из двух самонаводящихся ракет Р-ЗС класса «воздух—воздух», подвешенных под консолями крыла.
Вместо ракет Р-ЗС на эти же крыльевые балки могут быть установлены: блоки реактивных снарядов УБ-16-57УМ или два снаряда С-24, а также бомбовая нагрузка до 500 кг.
Кроме того, под фюзеляжем в специальной гондоле подвешивается пулемет А-12,7А системы Афанасьева с боезапасом 60 патронов.
Для прицеливания при пуске ракет Р-ЗС и неуправляемых реактивных снарядов, при стрельбе и пулеметов, а также при бомбометании с пикирования на самолете установлен автоматический стрелковый прицел АСП-ПФД, сопряженный электрически с радиодальномером «Квант» и оптически— с инфракрасным визиром СИВ-52.
Основные ТТХ самолета:
Длина самолета:
- без трубки ПВД - 12,498 м
- с трубкой ПВД - 13,577 м
Высота самолета (на стоянке) - 4,125 м
Размах крыла - 7,15 м
Площадь крыла - 23 м2
Максимальная скорость полета - 2175 км/ч
Максимальная приборная скорость - 1200 км/ч
Максимальная скорость полета у земли - 1145 км/ч
Максимальная достигаемая высота с двумя ракетами Р-ЗС при остатке топлива 700 л и вертикальной скорости 22 м/с - 16000 м
Практический потолок без ракет при и остатке топлива 700 л - 18 100 м
Максимальная практическая дальность полета:
- без ракет на высоте 11 км - 1220 км
- с двумя ракетами Р-3С на высоте 11 км - 1130 км
- с подвесным топливным баком 490 л без ракет на высоте 11 км - 1530 км
- с подвесным топливным баком 490 л и двумя ракетами Р-ЗС на высоте 11 км - 1443 км
Длина разбега при взлете с двумя ракетами Р-3С (скорость отрыва 330 км/ч):
- на режиме полного форсажа - 900 м
- на режиме минимального форсажа - 1150 м
Длина пробега самолета с включенной системой СПС при угле отклонения закрылков 45° (посадочная скорость 265—285 км/ч):
- с выпущенным тормозным парашютом - 650— 850 м
- без выпуска тормозного парашюта - 1100—1300 м
Максимальная эксплуатационная перегрузка:
- без подвесного бака, с ракетами и без ракет - 7,0
- с подвесным топливным баком (пустым или полным), с ракетами и без ракет - 6,0
Нормальный взлетный вес:
- без подвесного бака без/с ракетами Р-3С - 7820 / 8011 кг
- с подвесным баком 490л без/с ракетами Р-3С - 8266 / 8457 кг
Вес топлива (удельный вес 0,83 г/см3):
- без подвесного бака - 1940 кг
- с подвесным баком 490 л - 2350 кг.
Источник: Самолет МиГ-21УМ с двигателем Р11Ф2С-300. Техническое описание. Книга 1. 1975 г.
