В июне 1958 года началась разработка Е-155 который, как ожидалось, с системой наведения «Ураган-5» и комбинированной силовой установкой, состоявшей из турбореактивного и жидкостного реактивного двигателей, сможет осуществлять перехват целей, летящих со скоростью 4000 км/ч на высотах 30-50 км на рубеже 140-170 км. Вооружение перехватчика планировалось из УР К-9 с перспективой замены их на Х-155. Собирались построить три машины. Как и всегда, сроки, несмотря на всю «революционность» замыслов, были очень сжатые — начать лётные испытания предписывалось не позже июня 1960 г.
Однако довольно скоро наступило «просветление». От почти гиперзвуковой машины отказались, сосредоточив всё внимание на разработке комплекса перехвата С-155. Связано это, думается, с первомайскими событиями 1960 г., когда советские зенитчики сбили разведчик U-2 фирмы «Локхид», пилотируемый Ф. Пауэрсом. В тот день самолёты авиации ПВО не смогли достать американца, да и ракетчики, прежде чем одержать победу, израсходовали несколько своих «изделий».
[Вы должны быть зарегистрированы и подключены, чтобы видеть эту ссылку]
Комплекс С-155 первоначально состоял из истребителя-перехватчика Е-155П с ТРДФ Р15М-300 и двух всеракурсных управляемых ракет класса «воздух-воздух» К-9. Кроме этого, под крылом могли подвешиваться два управляемых реактивных снаряда Х-155.
Тактический радиус действия и продолжительность полёта Е-155 позволяли использовать систему С-155 вне зоны действия ближних зенитно-ракетных комплексов (ЗРК). Причём, в одном вылете допускались повторные атаки летательного аппарата противника или перенацеливание перехватчика на другие объекты.
В качестве бортовой РЛС предполагалось использовать К-90 или «Смерч-А», дальность обнаружения целей которыми допускала достаточно эффективные атаки ракетами при относительно больших ошибках наведения с использованием наземной системы «Воздух-1». Эта система состояла из аппаратуры предварительного оповещения о воздушных целях «Паутина», а также аппаратуры «Каскад» для обработки информации и выработки команд наведения, передаваемых на борт перехватчика по каналам связи «Лазурь».
Разработчики Е-155 предусмотрели в будущем возможность наведения машины на цель с разных ракурсов с помощью, как тогда казалось, перспективной системы «Луч-1» и оснащения её УР К-8М с вдвое большей дальностью пуска по сравнению с К-9.
Перехватчик должен был иметь планер с треугольным крылом, боковыми воздухозаборными устройствами и основными лыжными опорами шасси. На машине предусмотрели радиостанцию РСИУ-5, ответчик СРО «Хром», курсовую систему, аппаратуру ближней навигации «Свод-И», радиовысотомер, автопилот и другое оборудование.
Первые наброски проекта Е-155 отражали достижения авиационной науки конца 1950-х гг. Не удивительно, что конструкторы из бригады общих видов сохранили треугольное крыло и однокилевое оперение. В глаза бросались лишь боковые ВЗУ, использование которых позволило освободить носовую часть фюзеляжа для размещения мощного радиолокационного прицела. Но эта схема просуществовала недолго, в 1960 г. специалисты предложили новую аэродинамическую компоновку машины с трапециевидным крылом с углом стреловидности передней кромки 40°. Это официальная версия. Однако следует учесть, что примерно в то же время появились сообщения о самолете А-5 «Виджилент» компании «Норт Америкен», и можно допустить, что эта машина оказала определённое влияние на конструкторов ОКБ-155. Так начиналась биография будущего МиГ-25.
Работы по МиГ-25 возглавил главный конструктор Н.З. Матюк, а с 1976 г. - заместитель главного конструктора Л.Г. Шенгелая. Именно под его руководством началась окончательная отработка аэродинамики, конструкции планёра и всех систем самолёта.
Одна из сложнейших задач, которую пришлось решать ОКБ-155, была связана с преодолением «теплового барьера». Дело в том, что из-за трения воздуха планёр сильно нагревался, причём температура носовой части фюзеляжа и передних кромок крыла была столь высока, что ухудшались механические свойства не только алюминиевых, но и существовавших титановых сплавов. Поэтому разработчики сделали ставку на конструкцию, основным материалом для которой выбрали нержавеющие стали.
Применение тонкого высоко расположенного крыла умеренной стреловидности в сочетании с высокой весовой отдачей самолёта по топливу позволило выполнять длительные полёты с подвешенными ракетами со скоростью до 2600 км/ч на высоте 20-25 км. При этом допускалось маневрирование с 4,3-кратной перегрузкой.
Другой особенностью машины стали плоские боковые ВЗУ в виде перевёрнутого совка. Их применение не только упростило регулирование параметров воздушного потока на входе в двигатели во всём диапазоне скоростей, высот полёта самолёта и его углов атаки, но и способствовало снижению запаса продольной устойчивости на сверхзвуке. Подобные свойства ВЗУ в виде перевёрнутого совка были подтверждены испытаниями моделей в аэродинамических трубах, однако что будет на натурном летательном аппарате, никто не знал. Последнее, как известно, связано со смещением аэродинамического фокуса крыла при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям. Видимо, по этой причине, на первом прототипе будущего МиГ-25 предусмотрели узлы крепления переднего горизонтального оперения, предназначенного для балансировки летального аппарата.
Применение двухкилевого оперения в сочетании с подфюзеляжными килями не только уменьшило высоту самолёта, но и облегчило планёр. Так постепенно формировался облик будущего МиГ-25.
В докладной записке председателя ГКАТ, направленной в ЦК КПСС от 20 апреля 1961 г., в частности, говорилось:
«В соответствии с поручением, предусмотренным постановлением Совета Министров и ЦК КПСС от 17 февраля 1961 г., нами подготовлены предложения о создании авиационно-ракетного комплекса перехвата воздушных целей С-155.
Комплекс С-155 намечается создать в двух модификациях — С-155А и С-155Б... С-155 должен обеспечивать поражение воздушных целей, летящих на высотах от 500 м до 27-30 км, при скорости их полёта в зависимости от высоты от 800 до 3000-3500 км/ч. При этом атака целей на средних и больших высотах производится под любыми ракурсами, на малых высотах — в задней полусфере. Дальность стрельбы ракетами К-40А - 30 км.
В состав... С-155 входят... истребитель-перехватчик Е-155 и система наведения на воздушные цели «Воздух-1». Е-155 с двигателями Р15Б-300 должен обеспечивать горизонтальный полёт в течение 30-40 минут на высоте 21-22 км с крейсерской скоростью 2100-2300 км/ч, максимальную высоту горизонтального полёта 23-25 км, максимальную скорость - 2800-3000 км/ч и эксплуатироваться с аэродромов второго класса. Вооружение: четыре ракеты К-40А и РЛП «Смерч-А».
С-155Б — дальнейшее развитие С-155А для повышения его боевых характеристик. Высота поражения целей с 30 м до 35 км под любыми ракурсами.
Е-155Б оборудовать РЛС «Вихрь-3» с квазинепрерывным излучением и инфракрасным каналом, а также внести изменения в ракетах К-40 и создать ракету К-44 с газодинамическим управлением.
Для наведения использовать комплекс «Электрон» или «Воздух-1».
Е-155Р будет создан на базе Е-155. Максимальная скорость 3000 км/ч, дальность 3500-4000 км при крейсерской скорости 2300-2400 км/ч на высоте 20-22 км, практический потолок 25 км. Е-155Р будет иметь несколько вариантов легкосъёмного разведывательного оборудования для фоторазведки в дневных или ночных условиях или разведки радиотехнических средств противника».
Предложение власть приняла, но не сразу - постановление правительства о создании перехватчика и разведчика вышло лишь в феврале следующего года.
Первым построили разведчик E-155Р оборудование которого предназначалось для ведения тактической разведки в оптическом, инфракрасном и радио-частотном диапазонах с больших высот. Немалую помощь в решении этой задачи оказали останки уже упоминавшегося американского самолёта-разведчика U-2, сбитого 1 мая 1960 г. под Свердловском. Всё, что удалось собрать, детально исследовали и разослали по многочисленным оборонным НИИ и конструкторским бюро. Многое из этого освоила отечественная промышленность. В частности, были скопированы высотно-компенсирующий костюм лётчика и аэрофотокамеры.
Параллельно с разведчиком на опытном заводе №155 строился второй лётный экземпляр машины в варианте истребителя-перехватчика Е-155П. Его пе-ребазировали на лётно-испытательную станцию в августе, и 9 сентября 1964 г. А.В. Федотов поднял машину в небо. До конца года на Е-155П совершили 11 полётов. Опытный образец перехватчика мог комплектоваться лишь двумя ракетами, что соответствовало техническому заданию. Однако аппетиты у военных постоянно росли и с переходом на ракеты К-40 они потребовали разместить на перехватчике четыре таких изделия.
Доработку, связанную с увеличением числа управляемых ракет, выполнили на третьем опытном экземпляре перехватчика, Е-155П-3 с ТРДФ Р15Б-300, построенном на Горьковском авиазаводе «Сокол» и переданном в конце декабря 1965 г. на лётно-испытательную станцию. 6 июля 1966 г. лётчик-испытатель А.В. Федотов поднял МиГ-25Р-3 в воздух, ознаменовав начало производства на заводе нового семейства «мигов». Е-155П-3 получился перетяжелённым, но, по воспоминаниям лётчика-испытателя Б.А. Орлова, «летал по-прежнему неплохо».
Для охлаждения радиотехнического оборудования и, прежде всего, радиолокационного прицела «Смерч», использовали сертифицированную 50-процентную водо-спиртовую смесь. Этот продукт, ранее применённый на сверхзвуковом бомбардировщике Ту-22, получил в народе название «Шпага», но авиаторы, связанные с эксплуатацией МиГ-25, переиначили его на свой лад, прозвав «Массандра». Последнее, счьей-то «лёгкой руки», расшифровывалось довольно оригинально: «Микоян Артем, сын армянского народа, дал радость авиаторам» и получило хождение по аэродромам Советского Союза.
Всего построили шесть опытных экземпляров Е-155П. Последний из них, Е-155П-6, отличался вертикальным оперением увеличенной площади и устройством дифференциального отклонения стабилизатора.
Совместные государственные испытания перехватчика начались в декабре 1965 г. и завершились в апреле 1970 г. В сентябре 1969 г. истребитель-перехватчик в полигонных условиях впервые сбил ракетой Р-40Р радиоуправляемую мишень МиГ-17М. 13 апреля 1972 г. Е-155П с двухканальной РЛС «Смерч-А2» приняли на вооружение под обозначением МиГ-25П, а в 1973 г. завершились его войсковые испытания.
По итогам заводских и госиспытаний в конструкцию самолёта и двигателя внесли ряд изменений. В частности, крылу придали отрицательный угол поперечного V= -5°, отказались от ласт, увеличив площадь килей и одновременно уменьшив поверхность подфюзеляжных гребней, ввели дифференциально-отклоняемый стабилизатор.
9 июля 1967 г. четыре опытных образца перехватчика были продемонстрированы в полёте на воздушном празднике в московском аэропорту Домодедово. Пилотировали их военные лётчики-испытатели И.И. Лесников (Е-155П-1), ГА. Горовой (Е-155П-2), В.И. Петров (Е-155П-3) из НИИ ВВС и Г.Б. Вахмистров (Е-155П-5) - лётчик военной приёмки Горьковского авиазавода.
Справедливости ради, надо сказать, что летать на Е-155, тем более испытывать его, было совсем не просто. Первые машины имели жесткие ограничения по приборной скорости, и несоблюдение их приводило порой к трагическим последствиям. Так, 30 октября 1967 г. был потерян первый Е-155П-1, унесший жизнь лётчика И.И. Лесникова.
Причиной этой катастрофы стало кренение самолёта на скорости (видимо, приборной) около 1000 км/ч. Этот дефект Е-155, связанный с недостаточной жёсткостью крыла, впервые обнаружили лётчики-испытатели ОКБ-155, но они приспособились к нему, заблаговременно создавая крен в обратную сторону, - вправо. После же преодоления звукового барьера всё приходило в норму.
В ходе испытаний выяснилось, что в отличие от самолётов, ранее испытывавшихся в НИИ ВВС, МиГ-25 имел два значения максимальной высоты горизонтального полёта. Практический потолок машины, в классическом его понимании, где скороподъёмность не ниже 3 м/с с четырьмя ракетами, был 21 500 м. Однако это оказалось не пределом. Практическая высота горизонтального полёта в течение 30 с, когда самолёт тормозился от скорости выхода на эту высоту до скорости, соответствующей максимальному значению коэффициента подъёмной силы, составила 25 500 м.
Но и эта высота не была предельной. Для МиГ-25 практический потолок не являлся показателем, так как машина, обладая большим запасом кинетической энергии, могла совершать горизонтальный полёт на больших высотах. Практический же потолок был важен при контрольно-сдаточных испытаниях серийных машин заказчиком для подтверждения тяговых характеристик силовых установок.
По результатам государственных испытаний время барражирования МиГ-25П с четырьмя ракетами на высоте 8000 м и дозвуковой скорости достигало 2 ч 5 мин.
26 апреля 1969 г. на МиГ-25П, проходившем дополнительные испытания в НИИ ВВС, погиб командующий авиацией ПВО генерал-лейтенант А.Л. Кадомцев. В полёте загорелся один из двигателей, но Кадомцев не смог катапультироваться. Тогда предположили, что он не нашёл держки катапультного кресла КМ-1 (на самолетах Сухого они располагались по бокам, а на кресле Микояна - между ног). Это сомнительно, поскольку при посадке в самолёт при всём желании мимо них взгляд лётчика никогда не пройдёт.
Окончательно решить вопрос с поперечной управляемостью МиГ-25 удалось лишь в 1971 г., а толчком к этому стал переворот «МиГа» на спину после пуска одной ракеты на большой сверхзвуковой скорости. Это «явление», свойственное лишь МиГ-25П, получило бытовое название «эффект Казаряна», по фамилии лётчика-испытателя НИИ ВВС, с ним столкнувшегося. В результате появилось предложение выполнить систему управления стабилизаторами дифференциальной, связав её с элеронами, подобно тому, как это сделано на МиГ-23.
Для этого на Горьковском авиазаводе доработали серийный МиГ-25П (заводской № 808). Первый полёт на нём выполнил летчик ММЗ «Зенит» Б.А. Орлов. В своей книге «Записки лётчика-испытателя» Борис Антонович рассказывал: «Внедрение этого технического решения позволило расширить диапазон скоростей полёта до 1300 км/ч по прибору или истинных, превосходивших 3000 км/ч.
Но от одного дефекта, присущего всем вариантам, МиГ-25 так и не избавился. При скорости полёта, соответствующей числам М=1,7-1,8 машина попадала в «пелену», когда при создании перегрузки чуть больше единицы невидимая сила начинала дёргать её за хвост. Но стоило пройти этот режим, и тряска прекращалась.
13 апреля 1972 г. самолёт приняли на вооружение под обозначением МиГ-25П, а в следующем году завершились его войсковые испытания, но лучше от этого он не стал. 30 мая 1973 г. погиб летчик-испытатель А.В. Кузнецов. На высоте около 1000 метров и скорости 1100 км/ч самолёт стал переворачиваться. Пилот катапультировался, но, столкнувшись с вращающимся самолётом, погиб.
4 октября того же года на МиГ-25 погиб лётчик-испытатель ЛИИ О. Гудков. На высоте 2000 метров у него заклинило стабилизатор ...»
В начале 1960-х решением ГКАТ Горьковский авиационный завод № 21 имени С. Орджоникидзе включили в кооперацию по изготовлению опытных образцов МиГ-25.
Этот самолёт принципиально отличался от предшественников, строившихся в Горьком. Во-первых, из-за высоких сверхзвуковых скоростей полёта вместо алюминиевых сплавов его конструкцию выполнили преимущественно из высокопрочных нержавеющих сталей. Во-вторых, в несколько раз возросли габариты как агрегатов, так и самолёта в целом. И, наконец, в-третьих, топливные баки, расположенные в крыле и фюзеляже, стали несущими. Основным способом выполнения неразъёмных соединений была сварка.
Работа по выпуску нового самолёта разворачивалась на заводе в несколько этапов. На первом, в 1961-1962 гг., спроектировали и изготовили сборочную оснастку крыла. Силами конструкторов технологических отделов спроектировали, а в цехе крупной оснастки изготовили стапеля по всему циклу сборки несущей поверхности. Оснастку передали на Дубнинский машиностроительный завод, где было организовано изготовление крыльев. Дубнинские специалисты высоко оценили работу горьковчан: «У нас ещё никогда не было таких солидных, надёжных, грамотно выполненных стапелей».
В мае 1965 г., как уже упоминалось, фюзеляж и агрегаты первого МиГ-25 прибыли в Горький на барже из подмосковной Дубны и начался монтаж систем.
В 1969 г., не дожидаясь окончания государственных испытаний Е-155П, завершившихся в следующем году, разведчик и перехватчик запустили в серийное производство.
Освоение МиГ-25 предрешило техническую революцию на Горьковском авиазаводе. Практически во всех цехах, связанных с изготовлением баковых отсеков фюзеляжа и крыла, пришлось организовывать и изучать с нуля сварочное производство (до этого самолёты были клёпаными), обучать рабочих, конструкторов и технологов.
Сварка стала на предприятии основным технологическим процессом. При этом лидирующее положение заняла контактная сварка. Пришлось осваивать новые приёмы конструирования сварных агрегатов планёра, используя тонколистовые материалы из стали и титана.
Сборка первых «МиГов» выявила низкую технологичность и высокую трудоёмкость изготовления машины и её систем. По инициативе главного конструктора завода Е.И. Миндрова оформили совместное решение МАП и командования ВВС о выделении нескольких самолётов для работ по снижению трудоёмкости сборки МиГ-25. Только на одном из них, ставшем эталоном для серийного производства, реализовали 568 конструктивных улучшений, внедрение которых позволило облегчить машину на 120 кг, повысить на 100 часов её гарантийный ресурс, сократить время на предполётную подготовку на 35, а к повторному вылету - на 25 минут. В итоге эксплуатационные трудозатраты снизились на 34 человеко-часа.
В ходе заводских испытаний первых машин случались аварии. Например, 31 августа 1968 г. в полёте на разгон и потолок во время набора на высоте 16 000 м и скорости 1800 км/ч из-за взрыва гидроаккумуляторов отказало управление. Ручка управления самолётом ушла вправо до упора и машина стала вращаться вокруг продольной оси. Все попытки исправить положение не дали результата, и лётчику-испытателю Л.И. Миненко ничего не оставалось, как покинуть терпевший бедствие самолёт. Кресло КМ-1 сработало штатно, но катапультирование на такой скорости никогда не происходит без последствий. Достаточно вспомнить аварию лётчика Мосолова. Не лучше обстояло дело и на этот раз. Огромным скоростным напором Миненко сломало ноги.
При проведении испытательных полётов некоторые характеристики самолёта не подтверждались, что требовало дополнительных исследований. В связи с этим в 1969 г. один «МиГ» передали в Липецкий центр боевого применения и переучивания лётного состава (ЦБП и ПЛС) ВВС для уточнения методики его лётной оценки. Одновременно специалисты Горьковского авиазавода во главе с заместителем директора Д.Д. Бородиным помогли личному составу ЦБП и ПЛС в освоении этой машины. В итоге завод начал сдачу самолётов заказчику в установленном порядке.
В 1971 г. Горьковский авиазавод приступил к полномасштабному выпуску перехватчиков МиГ-25П (тип 84). От своих опытных предшественников он, как и МиГ-25Р, отличался килями увеличенной площади, крылом с отрицательным попе-речным V и подфюзеляжными гребнями иной конфигурации. Изменился и состав оборудования. На машине установили бортовую радиолокационную станцию «Смерч-А2» и аппаратуру автоматического наведения перехватчика на цель.
Краткое техническое описание МиГ-25П
МиГ-25 - цельнометаллический высокоплан, выполненный по классической схеме. Основные конструкционные материалы планёра - нержавеющие стали ВНС-2 для обшивки и внутреннего набора и ВНС-5 - для силовых элементов. Для их соединения была разработана новая технология - контактная сварка в среде защитных газов, исключавшая деформацию элементов конструкции. Использовались и алюминиевые сплавы (около 20%).
Трёхлонжеронное крыло трапециевидной формы имеет переднюю кромку с изломом и угол поперечного V= -5°. У бортовой хорды угол стреловидности несущей поверхности - 42,5°, а начиная с 0,653 её полуразмаха - 41 ° 1'.
Крыло МиГ-25 в корневой части набиралось из симметричных профилей ЦАГИ П-44М с острой передней кромкой и относительной толщиной 3,7%. В средней части переходили к несимметричному профилю ЦАГИ П-101М относительной толщиной 4,1%, а на концах - 4,76%.
На расстоянии, равном 0,483 полуразмаха крыла, расположены аэродинамические перегородки (гребни) относительной высотой 4% от средней аэродинамической хорды (САХ), равной 4,914 м.
Узлы подвески пилонов для пусковых устройств ракет Р-40 расположены на расстоянии 0,482 и 0,653 полуразмаха крыла. На законцовках крыла размещены штанги с противофлаттерными грузами.
Подобная аэродинамическая компоновка крыла исключает ранние срывы воздушного потока с его поверхности на около- и дозвуковых скоростях полёта и снижает лобовое сопротивление машины на сверхзвуке.
Крыло снабжено щелевыми закрылками Фаулера с неподвижной осью вращения, отклоняемых на взлёте и посадке на угол 25°, хотя предусмотрено отклонение на угол 29°.
Элероны с противофлаттерными грузами в носках отклоняются на углы до 25° вверх и вниз и имеют осевую аэродинамическую компенсацию. Отклонение элеронов осуществляется с помощью одного необратимого двухкамерного бустера, установленного в фюзеляже.
Фюзеляж — полумонокок с несущими топливными баками. Под хвостовой частью фюзеляжа имеются два дополнительных киля (гребня) площадью 3,55 м2 с углом отвала 12° от плоскости симметрии самолёта. На правом гребне установлена штанга автоматического выпуска тормозного парашюта перед касанием колёсами ВПП.
Два тормозных щитка общей площадью 2,3 м2 расположены на верхней и нижней поверхности фюзеляжа. Причём верхний щиток отклоняется на угол 43,5°, а нижний — на 45°. Однако из-за возникновения пикирующего момента на скоростях, соответствующих числу М<1,5, запрещается использовать нижний щиток, а во избежание вибрации хвостового оперения на высотах менее 7000 м и числах М=0,85-1,1 — верхний щиток.
Для управления по тангажу и крену (совместно с элеронами) используется дифференциально отклоняемый стабилизатор. Горизонтальное оперение с углом стреловидности 50° 22' по передней кромке набрано из симметричных профилей ЦАГИ С-11 с относительной толщиной — 5,5% у корня и 4% — на концах.
Для снижения веса противофлаттерных грузов концевая хорда стабилизатора срезана под углом 38°, а для уменьшения влияния газовых струй двигателя на шарнирный момент задняя кромка корневой части горизонтального оперения срезана под углом 15° к плоскости симметрии самолёта.
Ось вращения стабилизатора расположена под углом 45° к плоскости симметрии машины и проходит через треть его САХ. Для уменьшения шарнирного момента стабилизатора в его заднюю кромку вклеена пластина шириной 70 мм, отклонённая вниз на 2°.
Вертикальное оперение состоит из двух килей и рулей поворота. Кили набраны из профилей ЦАГИ С-11 с с острой передней кромкой и относительной толщиной 4,5% - у борта, и 4% - на концах. Для снижения коэффициента лобового сопротивления вертикальное оперение установлено с развалом 8° к плоскости симметрии машины. Отклонение рулей (на углы до 25° в обе стороны) осуществляется с помощью одного необратимого двухкамерного бустера.
Силовая установка состоит из воздухозаборных устройств с горизонтально расположенным клином торможения воздушного потока и двигателей Р15Б-300.
Регулирование площади поперечного сечения канала ВЗУ осуществляется изменением положения передней и задней створок клина, управляемых одним общим гидроцилиндром от гидросистемы самолёта с помощью системы автоматического и ручного управления СР-ВУМ-2А. Передняя створка клина имеет отверстия для отсоса пограничного слоя. Нижняя створка (губа) ВЗУ отклоняется на взлёте вниз на угол 20°, а в полёте имеет два положения под углами 7° и 12°, в которые она последовательно автоматически устанавливается после уборки шасси и достижения скорости, соответствующей числу М=2,5.
Для выравнивания поля скоростей перед двигателями между фюзеляжем и ВЗУ имеются щели для слива пограничного слоя, а перед первой ступенью компрессора двигателей установлен входной направляющий аппарат.
Двигатели Р15Б-300 производства ММПО «Салют» имеют осевой пятиступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания и одноступенчатую турбину. Сопла изготавливались с длинными и короткими эжекторными створками. Двигатель развивает на взлёте на максимале тягу 7500 кгс, а на режиме полного форсажа — 14 900 кгс. При этом удельный расход топлива соответственно — 1,25 и 2,4 кг/кгс.ч.
Топливная система включает шесть фюзеляжных и четыре крыльевых бака-отсека объёмом около 17 150 л. Предусмотрены подфюзеляжная подвеска конформного топливного бака объёмом 5300 л и устройство аварийного слива со скоростью до 2000 л/мин.
Шасси — трёхопорной схемы, с рычажной подвеской колёс и инерционными датчиками системы автоматического растормаживания, а носовая стойка — с механизмом разворота. Основные опоры имеют по одному колесу КТ-111/2А размером 1300x360 мм, а носовая —два колеса КТ-112/2А размером 700x200 мм.
Для сокращения пробега самолёта на хвостовой части фюзеляжа (между килями) размещён контейнер для двух парашютов ПТК-10240-65 с крестообразными куполами общей площадью 50 м2, выпускаемых при скорости не более 330 км/ч.
Система управления самолётом — трёхканальная. Она обеспечивает пилотирование как в ручном режиме, так и в автоматическом по командам с устройства САУ-155УП. Для отклонения стабилизатора служат два гидроусилителя БУ-170, рулей поворота — БУ-100, элеронов — БУ-170Э. Имитация усилий на ручке управления в канале тангажа осуществляется специальным загрузочным механизмом. Во всех каналах установлены механизмы триммерного эффекта МП-100М.
Для аварийного покидания машины имеется катапультное кресло КМ-1М (на МиГ-25ПУ: у курсанта — кресло КМ-1УМ, у инструктора — КМ-1ИМ), обеспечивающее спасение лётчика на всех высотах до 25 км и индикаторной скорости от 130 до 1200 км/ч.
Вооружение самолёта включает до четырёх ракет Р-40Р с полуактивной радиолокационной ГСН и Р-40Т с инфракрасной ГСН.
В состав оборудования, в частности, входили командная «Эквивалент-СМ» и связная «Призма-2РМ» радиостанции, радиокомпас АРК-10, радиовысотомер «Репер-М», маркерный радиоприёмник МРП-56, курсовертикаль СКВ-2НМ-2, система автоматического управления САУ-155А1 и прочее.
[Вы должны быть зарегистрированы и подключены, чтобы видеть эту ссылку]
Краткие ТТХ МиГ-25П:
Размах крыла - 14,056 м
Дина самолета (без штанги ПВД) -19,75 м
Площадь крыла - 61,9 м2
Масса взлетна:
- нормальная (с двумя УР) - 32880 кг
- перегрузочная - 36650 кг
Запас топлива:
- нормальный - 14500 кг
- с ПТБ - 19120 кг
Скорость максимальная на высоте - 3000 км/ч
Посадочная - 275-290 км/ч
Время набора высоты 20 км - 7,5-8,3 мин
Практический потолок - 21500 м
Дальность полета:
- на высоте 21 км, скорость 2500 км/ч - 1300 км (без УР - 1580 км)
- на высоте 10 км, скорость М=0,85 - 1730 км (без УР - 2070 км)
Продолжительность полета:
- на высоте 21 км, скорость 2500 км/ч - 53 мин
- на высоте 10 км, скорость М=0,85 - 1,57 мин
Разбег/пробег - 1250/800 м.
Источник: Авиаколлекция №5 2010
Фото МиГ-25П
[Вы должны быть зарегистрированы и подключены, чтобы видеть эту ссылку]
Однако довольно скоро наступило «просветление». От почти гиперзвуковой машины отказались, сосредоточив всё внимание на разработке комплекса перехвата С-155. Связано это, думается, с первомайскими событиями 1960 г., когда советские зенитчики сбили разведчик U-2 фирмы «Локхид», пилотируемый Ф. Пауэрсом. В тот день самолёты авиации ПВО не смогли достать американца, да и ракетчики, прежде чем одержать победу, израсходовали несколько своих «изделий».
[Вы должны быть зарегистрированы и подключены, чтобы видеть эту ссылку]
Комплекс С-155 первоначально состоял из истребителя-перехватчика Е-155П с ТРДФ Р15М-300 и двух всеракурсных управляемых ракет класса «воздух-воздух» К-9. Кроме этого, под крылом могли подвешиваться два управляемых реактивных снаряда Х-155.
Тактический радиус действия и продолжительность полёта Е-155 позволяли использовать систему С-155 вне зоны действия ближних зенитно-ракетных комплексов (ЗРК). Причём, в одном вылете допускались повторные атаки летательного аппарата противника или перенацеливание перехватчика на другие объекты.
В качестве бортовой РЛС предполагалось использовать К-90 или «Смерч-А», дальность обнаружения целей которыми допускала достаточно эффективные атаки ракетами при относительно больших ошибках наведения с использованием наземной системы «Воздух-1». Эта система состояла из аппаратуры предварительного оповещения о воздушных целях «Паутина», а также аппаратуры «Каскад» для обработки информации и выработки команд наведения, передаваемых на борт перехватчика по каналам связи «Лазурь».
Разработчики Е-155 предусмотрели в будущем возможность наведения машины на цель с разных ракурсов с помощью, как тогда казалось, перспективной системы «Луч-1» и оснащения её УР К-8М с вдвое большей дальностью пуска по сравнению с К-9.
Перехватчик должен был иметь планер с треугольным крылом, боковыми воздухозаборными устройствами и основными лыжными опорами шасси. На машине предусмотрели радиостанцию РСИУ-5, ответчик СРО «Хром», курсовую систему, аппаратуру ближней навигации «Свод-И», радиовысотомер, автопилот и другое оборудование.
Первые наброски проекта Е-155 отражали достижения авиационной науки конца 1950-х гг. Не удивительно, что конструкторы из бригады общих видов сохранили треугольное крыло и однокилевое оперение. В глаза бросались лишь боковые ВЗУ, использование которых позволило освободить носовую часть фюзеляжа для размещения мощного радиолокационного прицела. Но эта схема просуществовала недолго, в 1960 г. специалисты предложили новую аэродинамическую компоновку машины с трапециевидным крылом с углом стреловидности передней кромки 40°. Это официальная версия. Однако следует учесть, что примерно в то же время появились сообщения о самолете А-5 «Виджилент» компании «Норт Америкен», и можно допустить, что эта машина оказала определённое влияние на конструкторов ОКБ-155. Так начиналась биография будущего МиГ-25.
Работы по МиГ-25 возглавил главный конструктор Н.З. Матюк, а с 1976 г. - заместитель главного конструктора Л.Г. Шенгелая. Именно под его руководством началась окончательная отработка аэродинамики, конструкции планёра и всех систем самолёта.
Одна из сложнейших задач, которую пришлось решать ОКБ-155, была связана с преодолением «теплового барьера». Дело в том, что из-за трения воздуха планёр сильно нагревался, причём температура носовой части фюзеляжа и передних кромок крыла была столь высока, что ухудшались механические свойства не только алюминиевых, но и существовавших титановых сплавов. Поэтому разработчики сделали ставку на конструкцию, основным материалом для которой выбрали нержавеющие стали.
Применение тонкого высоко расположенного крыла умеренной стреловидности в сочетании с высокой весовой отдачей самолёта по топливу позволило выполнять длительные полёты с подвешенными ракетами со скоростью до 2600 км/ч на высоте 20-25 км. При этом допускалось маневрирование с 4,3-кратной перегрузкой.
Другой особенностью машины стали плоские боковые ВЗУ в виде перевёрнутого совка. Их применение не только упростило регулирование параметров воздушного потока на входе в двигатели во всём диапазоне скоростей, высот полёта самолёта и его углов атаки, но и способствовало снижению запаса продольной устойчивости на сверхзвуке. Подобные свойства ВЗУ в виде перевёрнутого совка были подтверждены испытаниями моделей в аэродинамических трубах, однако что будет на натурном летательном аппарате, никто не знал. Последнее, как известно, связано со смещением аэродинамического фокуса крыла при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям. Видимо, по этой причине, на первом прототипе будущего МиГ-25 предусмотрели узлы крепления переднего горизонтального оперения, предназначенного для балансировки летального аппарата.
Применение двухкилевого оперения в сочетании с подфюзеляжными килями не только уменьшило высоту самолёта, но и облегчило планёр. Так постепенно формировался облик будущего МиГ-25.
В докладной записке председателя ГКАТ, направленной в ЦК КПСС от 20 апреля 1961 г., в частности, говорилось:
«В соответствии с поручением, предусмотренным постановлением Совета Министров и ЦК КПСС от 17 февраля 1961 г., нами подготовлены предложения о создании авиационно-ракетного комплекса перехвата воздушных целей С-155.
Комплекс С-155 намечается создать в двух модификациях — С-155А и С-155Б... С-155 должен обеспечивать поражение воздушных целей, летящих на высотах от 500 м до 27-30 км, при скорости их полёта в зависимости от высоты от 800 до 3000-3500 км/ч. При этом атака целей на средних и больших высотах производится под любыми ракурсами, на малых высотах — в задней полусфере. Дальность стрельбы ракетами К-40А - 30 км.
В состав... С-155 входят... истребитель-перехватчик Е-155 и система наведения на воздушные цели «Воздух-1». Е-155 с двигателями Р15Б-300 должен обеспечивать горизонтальный полёт в течение 30-40 минут на высоте 21-22 км с крейсерской скоростью 2100-2300 км/ч, максимальную высоту горизонтального полёта 23-25 км, максимальную скорость - 2800-3000 км/ч и эксплуатироваться с аэродромов второго класса. Вооружение: четыре ракеты К-40А и РЛП «Смерч-А».
С-155Б — дальнейшее развитие С-155А для повышения его боевых характеристик. Высота поражения целей с 30 м до 35 км под любыми ракурсами.
Е-155Б оборудовать РЛС «Вихрь-3» с квазинепрерывным излучением и инфракрасным каналом, а также внести изменения в ракетах К-40 и создать ракету К-44 с газодинамическим управлением.
Для наведения использовать комплекс «Электрон» или «Воздух-1».
Е-155Р будет создан на базе Е-155. Максимальная скорость 3000 км/ч, дальность 3500-4000 км при крейсерской скорости 2300-2400 км/ч на высоте 20-22 км, практический потолок 25 км. Е-155Р будет иметь несколько вариантов легкосъёмного разведывательного оборудования для фоторазведки в дневных или ночных условиях или разведки радиотехнических средств противника».
Предложение власть приняла, но не сразу - постановление правительства о создании перехватчика и разведчика вышло лишь в феврале следующего года.
Первым построили разведчик E-155Р оборудование которого предназначалось для ведения тактической разведки в оптическом, инфракрасном и радио-частотном диапазонах с больших высот. Немалую помощь в решении этой задачи оказали останки уже упоминавшегося американского самолёта-разведчика U-2, сбитого 1 мая 1960 г. под Свердловском. Всё, что удалось собрать, детально исследовали и разослали по многочисленным оборонным НИИ и конструкторским бюро. Многое из этого освоила отечественная промышленность. В частности, были скопированы высотно-компенсирующий костюм лётчика и аэрофотокамеры.
Параллельно с разведчиком на опытном заводе №155 строился второй лётный экземпляр машины в варианте истребителя-перехватчика Е-155П. Его пе-ребазировали на лётно-испытательную станцию в августе, и 9 сентября 1964 г. А.В. Федотов поднял машину в небо. До конца года на Е-155П совершили 11 полётов. Опытный образец перехватчика мог комплектоваться лишь двумя ракетами, что соответствовало техническому заданию. Однако аппетиты у военных постоянно росли и с переходом на ракеты К-40 они потребовали разместить на перехватчике четыре таких изделия.
Доработку, связанную с увеличением числа управляемых ракет, выполнили на третьем опытном экземпляре перехватчика, Е-155П-3 с ТРДФ Р15Б-300, построенном на Горьковском авиазаводе «Сокол» и переданном в конце декабря 1965 г. на лётно-испытательную станцию. 6 июля 1966 г. лётчик-испытатель А.В. Федотов поднял МиГ-25Р-3 в воздух, ознаменовав начало производства на заводе нового семейства «мигов». Е-155П-3 получился перетяжелённым, но, по воспоминаниям лётчика-испытателя Б.А. Орлова, «летал по-прежнему неплохо».
Для охлаждения радиотехнического оборудования и, прежде всего, радиолокационного прицела «Смерч», использовали сертифицированную 50-процентную водо-спиртовую смесь. Этот продукт, ранее применённый на сверхзвуковом бомбардировщике Ту-22, получил в народе название «Шпага», но авиаторы, связанные с эксплуатацией МиГ-25, переиначили его на свой лад, прозвав «Массандра». Последнее, счьей-то «лёгкой руки», расшифровывалось довольно оригинально: «Микоян Артем, сын армянского народа, дал радость авиаторам» и получило хождение по аэродромам Советского Союза.
Всего построили шесть опытных экземпляров Е-155П. Последний из них, Е-155П-6, отличался вертикальным оперением увеличенной площади и устройством дифференциального отклонения стабилизатора.
Совместные государственные испытания перехватчика начались в декабре 1965 г. и завершились в апреле 1970 г. В сентябре 1969 г. истребитель-перехватчик в полигонных условиях впервые сбил ракетой Р-40Р радиоуправляемую мишень МиГ-17М. 13 апреля 1972 г. Е-155П с двухканальной РЛС «Смерч-А2» приняли на вооружение под обозначением МиГ-25П, а в 1973 г. завершились его войсковые испытания.
По итогам заводских и госиспытаний в конструкцию самолёта и двигателя внесли ряд изменений. В частности, крылу придали отрицательный угол поперечного V= -5°, отказались от ласт, увеличив площадь килей и одновременно уменьшив поверхность подфюзеляжных гребней, ввели дифференциально-отклоняемый стабилизатор.
9 июля 1967 г. четыре опытных образца перехватчика были продемонстрированы в полёте на воздушном празднике в московском аэропорту Домодедово. Пилотировали их военные лётчики-испытатели И.И. Лесников (Е-155П-1), ГА. Горовой (Е-155П-2), В.И. Петров (Е-155П-3) из НИИ ВВС и Г.Б. Вахмистров (Е-155П-5) - лётчик военной приёмки Горьковского авиазавода.
Справедливости ради, надо сказать, что летать на Е-155, тем более испытывать его, было совсем не просто. Первые машины имели жесткие ограничения по приборной скорости, и несоблюдение их приводило порой к трагическим последствиям. Так, 30 октября 1967 г. был потерян первый Е-155П-1, унесший жизнь лётчика И.И. Лесникова.
Причиной этой катастрофы стало кренение самолёта на скорости (видимо, приборной) около 1000 км/ч. Этот дефект Е-155, связанный с недостаточной жёсткостью крыла, впервые обнаружили лётчики-испытатели ОКБ-155, но они приспособились к нему, заблаговременно создавая крен в обратную сторону, - вправо. После же преодоления звукового барьера всё приходило в норму.
В ходе испытаний выяснилось, что в отличие от самолётов, ранее испытывавшихся в НИИ ВВС, МиГ-25 имел два значения максимальной высоты горизонтального полёта. Практический потолок машины, в классическом его понимании, где скороподъёмность не ниже 3 м/с с четырьмя ракетами, был 21 500 м. Однако это оказалось не пределом. Практическая высота горизонтального полёта в течение 30 с, когда самолёт тормозился от скорости выхода на эту высоту до скорости, соответствующей максимальному значению коэффициента подъёмной силы, составила 25 500 м.
Но и эта высота не была предельной. Для МиГ-25 практический потолок не являлся показателем, так как машина, обладая большим запасом кинетической энергии, могла совершать горизонтальный полёт на больших высотах. Практический же потолок был важен при контрольно-сдаточных испытаниях серийных машин заказчиком для подтверждения тяговых характеристик силовых установок.
По результатам государственных испытаний время барражирования МиГ-25П с четырьмя ракетами на высоте 8000 м и дозвуковой скорости достигало 2 ч 5 мин.
26 апреля 1969 г. на МиГ-25П, проходившем дополнительные испытания в НИИ ВВС, погиб командующий авиацией ПВО генерал-лейтенант А.Л. Кадомцев. В полёте загорелся один из двигателей, но Кадомцев не смог катапультироваться. Тогда предположили, что он не нашёл держки катапультного кресла КМ-1 (на самолетах Сухого они располагались по бокам, а на кресле Микояна - между ног). Это сомнительно, поскольку при посадке в самолёт при всём желании мимо них взгляд лётчика никогда не пройдёт.
Окончательно решить вопрос с поперечной управляемостью МиГ-25 удалось лишь в 1971 г., а толчком к этому стал переворот «МиГа» на спину после пуска одной ракеты на большой сверхзвуковой скорости. Это «явление», свойственное лишь МиГ-25П, получило бытовое название «эффект Казаряна», по фамилии лётчика-испытателя НИИ ВВС, с ним столкнувшегося. В результате появилось предложение выполнить систему управления стабилизаторами дифференциальной, связав её с элеронами, подобно тому, как это сделано на МиГ-23.
Для этого на Горьковском авиазаводе доработали серийный МиГ-25П (заводской № 808). Первый полёт на нём выполнил летчик ММЗ «Зенит» Б.А. Орлов. В своей книге «Записки лётчика-испытателя» Борис Антонович рассказывал: «Внедрение этого технического решения позволило расширить диапазон скоростей полёта до 1300 км/ч по прибору или истинных, превосходивших 3000 км/ч.
Но от одного дефекта, присущего всем вариантам, МиГ-25 так и не избавился. При скорости полёта, соответствующей числам М=1,7-1,8 машина попадала в «пелену», когда при создании перегрузки чуть больше единицы невидимая сила начинала дёргать её за хвост. Но стоило пройти этот режим, и тряска прекращалась.
13 апреля 1972 г. самолёт приняли на вооружение под обозначением МиГ-25П, а в следующем году завершились его войсковые испытания, но лучше от этого он не стал. 30 мая 1973 г. погиб летчик-испытатель А.В. Кузнецов. На высоте около 1000 метров и скорости 1100 км/ч самолёт стал переворачиваться. Пилот катапультировался, но, столкнувшись с вращающимся самолётом, погиб.
4 октября того же года на МиГ-25 погиб лётчик-испытатель ЛИИ О. Гудков. На высоте 2000 метров у него заклинило стабилизатор ...»
В начале 1960-х решением ГКАТ Горьковский авиационный завод № 21 имени С. Орджоникидзе включили в кооперацию по изготовлению опытных образцов МиГ-25.
Этот самолёт принципиально отличался от предшественников, строившихся в Горьком. Во-первых, из-за высоких сверхзвуковых скоростей полёта вместо алюминиевых сплавов его конструкцию выполнили преимущественно из высокопрочных нержавеющих сталей. Во-вторых, в несколько раз возросли габариты как агрегатов, так и самолёта в целом. И, наконец, в-третьих, топливные баки, расположенные в крыле и фюзеляже, стали несущими. Основным способом выполнения неразъёмных соединений была сварка.
Работа по выпуску нового самолёта разворачивалась на заводе в несколько этапов. На первом, в 1961-1962 гг., спроектировали и изготовили сборочную оснастку крыла. Силами конструкторов технологических отделов спроектировали, а в цехе крупной оснастки изготовили стапеля по всему циклу сборки несущей поверхности. Оснастку передали на Дубнинский машиностроительный завод, где было организовано изготовление крыльев. Дубнинские специалисты высоко оценили работу горьковчан: «У нас ещё никогда не было таких солидных, надёжных, грамотно выполненных стапелей».
В мае 1965 г., как уже упоминалось, фюзеляж и агрегаты первого МиГ-25 прибыли в Горький на барже из подмосковной Дубны и начался монтаж систем.
В 1969 г., не дожидаясь окончания государственных испытаний Е-155П, завершившихся в следующем году, разведчик и перехватчик запустили в серийное производство.
Освоение МиГ-25 предрешило техническую революцию на Горьковском авиазаводе. Практически во всех цехах, связанных с изготовлением баковых отсеков фюзеляжа и крыла, пришлось организовывать и изучать с нуля сварочное производство (до этого самолёты были клёпаными), обучать рабочих, конструкторов и технологов.
Сварка стала на предприятии основным технологическим процессом. При этом лидирующее положение заняла контактная сварка. Пришлось осваивать новые приёмы конструирования сварных агрегатов планёра, используя тонколистовые материалы из стали и титана.
Сборка первых «МиГов» выявила низкую технологичность и высокую трудоёмкость изготовления машины и её систем. По инициативе главного конструктора завода Е.И. Миндрова оформили совместное решение МАП и командования ВВС о выделении нескольких самолётов для работ по снижению трудоёмкости сборки МиГ-25. Только на одном из них, ставшем эталоном для серийного производства, реализовали 568 конструктивных улучшений, внедрение которых позволило облегчить машину на 120 кг, повысить на 100 часов её гарантийный ресурс, сократить время на предполётную подготовку на 35, а к повторному вылету - на 25 минут. В итоге эксплуатационные трудозатраты снизились на 34 человеко-часа.
В ходе заводских испытаний первых машин случались аварии. Например, 31 августа 1968 г. в полёте на разгон и потолок во время набора на высоте 16 000 м и скорости 1800 км/ч из-за взрыва гидроаккумуляторов отказало управление. Ручка управления самолётом ушла вправо до упора и машина стала вращаться вокруг продольной оси. Все попытки исправить положение не дали результата, и лётчику-испытателю Л.И. Миненко ничего не оставалось, как покинуть терпевший бедствие самолёт. Кресло КМ-1 сработало штатно, но катапультирование на такой скорости никогда не происходит без последствий. Достаточно вспомнить аварию лётчика Мосолова. Не лучше обстояло дело и на этот раз. Огромным скоростным напором Миненко сломало ноги.
При проведении испытательных полётов некоторые характеристики самолёта не подтверждались, что требовало дополнительных исследований. В связи с этим в 1969 г. один «МиГ» передали в Липецкий центр боевого применения и переучивания лётного состава (ЦБП и ПЛС) ВВС для уточнения методики его лётной оценки. Одновременно специалисты Горьковского авиазавода во главе с заместителем директора Д.Д. Бородиным помогли личному составу ЦБП и ПЛС в освоении этой машины. В итоге завод начал сдачу самолётов заказчику в установленном порядке.
В 1971 г. Горьковский авиазавод приступил к полномасштабному выпуску перехватчиков МиГ-25П (тип 84). От своих опытных предшественников он, как и МиГ-25Р, отличался килями увеличенной площади, крылом с отрицательным попе-речным V и подфюзеляжными гребнями иной конфигурации. Изменился и состав оборудования. На машине установили бортовую радиолокационную станцию «Смерч-А2» и аппаратуру автоматического наведения перехватчика на цель.
Краткое техническое описание МиГ-25П
МиГ-25 - цельнометаллический высокоплан, выполненный по классической схеме. Основные конструкционные материалы планёра - нержавеющие стали ВНС-2 для обшивки и внутреннего набора и ВНС-5 - для силовых элементов. Для их соединения была разработана новая технология - контактная сварка в среде защитных газов, исключавшая деформацию элементов конструкции. Использовались и алюминиевые сплавы (около 20%).
Трёхлонжеронное крыло трапециевидной формы имеет переднюю кромку с изломом и угол поперечного V= -5°. У бортовой хорды угол стреловидности несущей поверхности - 42,5°, а начиная с 0,653 её полуразмаха - 41 ° 1'.
Крыло МиГ-25 в корневой части набиралось из симметричных профилей ЦАГИ П-44М с острой передней кромкой и относительной толщиной 3,7%. В средней части переходили к несимметричному профилю ЦАГИ П-101М относительной толщиной 4,1%, а на концах - 4,76%.
На расстоянии, равном 0,483 полуразмаха крыла, расположены аэродинамические перегородки (гребни) относительной высотой 4% от средней аэродинамической хорды (САХ), равной 4,914 м.
Узлы подвески пилонов для пусковых устройств ракет Р-40 расположены на расстоянии 0,482 и 0,653 полуразмаха крыла. На законцовках крыла размещены штанги с противофлаттерными грузами.
Подобная аэродинамическая компоновка крыла исключает ранние срывы воздушного потока с его поверхности на около- и дозвуковых скоростях полёта и снижает лобовое сопротивление машины на сверхзвуке.
Крыло снабжено щелевыми закрылками Фаулера с неподвижной осью вращения, отклоняемых на взлёте и посадке на угол 25°, хотя предусмотрено отклонение на угол 29°.
Элероны с противофлаттерными грузами в носках отклоняются на углы до 25° вверх и вниз и имеют осевую аэродинамическую компенсацию. Отклонение элеронов осуществляется с помощью одного необратимого двухкамерного бустера, установленного в фюзеляже.
Фюзеляж — полумонокок с несущими топливными баками. Под хвостовой частью фюзеляжа имеются два дополнительных киля (гребня) площадью 3,55 м2 с углом отвала 12° от плоскости симметрии самолёта. На правом гребне установлена штанга автоматического выпуска тормозного парашюта перед касанием колёсами ВПП.
Два тормозных щитка общей площадью 2,3 м2 расположены на верхней и нижней поверхности фюзеляжа. Причём верхний щиток отклоняется на угол 43,5°, а нижний — на 45°. Однако из-за возникновения пикирующего момента на скоростях, соответствующих числу М<1,5, запрещается использовать нижний щиток, а во избежание вибрации хвостового оперения на высотах менее 7000 м и числах М=0,85-1,1 — верхний щиток.
Для управления по тангажу и крену (совместно с элеронами) используется дифференциально отклоняемый стабилизатор. Горизонтальное оперение с углом стреловидности 50° 22' по передней кромке набрано из симметричных профилей ЦАГИ С-11 с относительной толщиной — 5,5% у корня и 4% — на концах.
Для снижения веса противофлаттерных грузов концевая хорда стабилизатора срезана под углом 38°, а для уменьшения влияния газовых струй двигателя на шарнирный момент задняя кромка корневой части горизонтального оперения срезана под углом 15° к плоскости симметрии самолёта.
Ось вращения стабилизатора расположена под углом 45° к плоскости симметрии машины и проходит через треть его САХ. Для уменьшения шарнирного момента стабилизатора в его заднюю кромку вклеена пластина шириной 70 мм, отклонённая вниз на 2°.
Вертикальное оперение состоит из двух килей и рулей поворота. Кили набраны из профилей ЦАГИ С-11 с с острой передней кромкой и относительной толщиной 4,5% - у борта, и 4% - на концах. Для снижения коэффициента лобового сопротивления вертикальное оперение установлено с развалом 8° к плоскости симметрии машины. Отклонение рулей (на углы до 25° в обе стороны) осуществляется с помощью одного необратимого двухкамерного бустера.
Силовая установка состоит из воздухозаборных устройств с горизонтально расположенным клином торможения воздушного потока и двигателей Р15Б-300.
Регулирование площади поперечного сечения канала ВЗУ осуществляется изменением положения передней и задней створок клина, управляемых одним общим гидроцилиндром от гидросистемы самолёта с помощью системы автоматического и ручного управления СР-ВУМ-2А. Передняя створка клина имеет отверстия для отсоса пограничного слоя. Нижняя створка (губа) ВЗУ отклоняется на взлёте вниз на угол 20°, а в полёте имеет два положения под углами 7° и 12°, в которые она последовательно автоматически устанавливается после уборки шасси и достижения скорости, соответствующей числу М=2,5.
Для выравнивания поля скоростей перед двигателями между фюзеляжем и ВЗУ имеются щели для слива пограничного слоя, а перед первой ступенью компрессора двигателей установлен входной направляющий аппарат.
Двигатели Р15Б-300 производства ММПО «Салют» имеют осевой пятиступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания и одноступенчатую турбину. Сопла изготавливались с длинными и короткими эжекторными створками. Двигатель развивает на взлёте на максимале тягу 7500 кгс, а на режиме полного форсажа — 14 900 кгс. При этом удельный расход топлива соответственно — 1,25 и 2,4 кг/кгс.ч.
Топливная система включает шесть фюзеляжных и четыре крыльевых бака-отсека объёмом около 17 150 л. Предусмотрены подфюзеляжная подвеска конформного топливного бака объёмом 5300 л и устройство аварийного слива со скоростью до 2000 л/мин.
Шасси — трёхопорной схемы, с рычажной подвеской колёс и инерционными датчиками системы автоматического растормаживания, а носовая стойка — с механизмом разворота. Основные опоры имеют по одному колесу КТ-111/2А размером 1300x360 мм, а носовая —два колеса КТ-112/2А размером 700x200 мм.
Для сокращения пробега самолёта на хвостовой части фюзеляжа (между килями) размещён контейнер для двух парашютов ПТК-10240-65 с крестообразными куполами общей площадью 50 м2, выпускаемых при скорости не более 330 км/ч.
Система управления самолётом — трёхканальная. Она обеспечивает пилотирование как в ручном режиме, так и в автоматическом по командам с устройства САУ-155УП. Для отклонения стабилизатора служат два гидроусилителя БУ-170, рулей поворота — БУ-100, элеронов — БУ-170Э. Имитация усилий на ручке управления в канале тангажа осуществляется специальным загрузочным механизмом. Во всех каналах установлены механизмы триммерного эффекта МП-100М.
Для аварийного покидания машины имеется катапультное кресло КМ-1М (на МиГ-25ПУ: у курсанта — кресло КМ-1УМ, у инструктора — КМ-1ИМ), обеспечивающее спасение лётчика на всех высотах до 25 км и индикаторной скорости от 130 до 1200 км/ч.
Вооружение самолёта включает до четырёх ракет Р-40Р с полуактивной радиолокационной ГСН и Р-40Т с инфракрасной ГСН.
В состав оборудования, в частности, входили командная «Эквивалент-СМ» и связная «Призма-2РМ» радиостанции, радиокомпас АРК-10, радиовысотомер «Репер-М», маркерный радиоприёмник МРП-56, курсовертикаль СКВ-2НМ-2, система автоматического управления САУ-155А1 и прочее.
[Вы должны быть зарегистрированы и подключены, чтобы видеть эту ссылку]
Краткие ТТХ МиГ-25П:
Размах крыла - 14,056 м
Дина самолета (без штанги ПВД) -19,75 м
Площадь крыла - 61,9 м2
Масса взлетна:
- нормальная (с двумя УР) - 32880 кг
- перегрузочная - 36650 кг
Запас топлива:
- нормальный - 14500 кг
- с ПТБ - 19120 кг
Скорость максимальная на высоте - 3000 км/ч
Посадочная - 275-290 км/ч
Время набора высоты 20 км - 7,5-8,3 мин
Практический потолок - 21500 м
Дальность полета:
- на высоте 21 км, скорость 2500 км/ч - 1300 км (без УР - 1580 км)
- на высоте 10 км, скорость М=0,85 - 1730 км (без УР - 2070 км)
Продолжительность полета:
- на высоте 21 км, скорость 2500 км/ч - 53 мин
- на высоте 10 км, скорость М=0,85 - 1,57 мин
Разбег/пробег - 1250/800 м.
Источник: Авиаколлекция №5 2010
Фото МиГ-25П
[Вы должны быть зарегистрированы и подключены, чтобы видеть эту ссылку]
