Краткое техническое описание истребителя МиГ-21СМ
Самолет представляет собой одноместный однодвигательный среднеплан с треугольным крылом малого удлинения и цельноповоротным горизонтальным оперением. Планер самолета цельнометаллической конструкции, выполнен с применением алюминиевых (в основном, Д16 и В95) и магниевых сплавов, а также сталей (30ХГСНА, ЭИ-643 и др.) в наиболее 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 представляет собой сверхзвуковой многорежимный лобовой воздухозаборник диаметром 870 мм, оснащенный центральным телом, внутри которого установлена бортовая РЛС. Антенна РЛС закрыта ориентированным под углом -3° к продольной оси самолета подвижным конусом трехступенчатого типа. Управление воздухозаборником осуществляется путем продольного перемещения этого конуса, его ход — 200 мм. По бортам фюзеляжа расположены две пары створок: в носовой части — противопомпажные, под кабиной летчика — дополнительного забора воздуха. Внутри 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, которые за шп.22 вновь соединяются в единый канал круглого сечения. Кабина занимает гермоотсек между шп.6 и 11, под ней находится отсек БРЭО. Кабина закрыта фонарем, состоящим из неподвижного козырька и откидывающейся вправо крышки. Фонарь выполнен из оргстекла толщиной 10 мм, кроме 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 открывается вручную, а аварийный сброс ее производится пиротехнической системой. За кабиной летчика в гаргроте (между шп.14 и 22) находится металлический топливный бак, еще 5 мягких баков размещаются за кабиной в фюзеляже (до шп.28) над воздушными каналами и двигателем. 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 располагается пилон для крепления подвесного топливного бака. Слева и справа от этого пилона находятся ниши убранного положения основных колес шасси.
Хвостовая часть фюзеляжа совместно с оперением в процессе эксплуатации может быть демонтирована с целью снятия-установки двигателя. Ее поперечный силовой набор состоит из 13 шпангоутов. На нижней поверхности хвостовой части закреплен подфюзеляжный гребень, а на верхней (под рулем направления) — контейнер тормозного парашюта ПТ-21УК. Площадь парашюта — 16м2, подфюзеляжного гребня — 0,8 м2. Носок гребня выполнен радиопрозрачным, в нем смонтирована антенна телеметрической системы.
Крыло самолета набрано из скоростных симметричных профилей ЦАГИ-11, толщина которых меняется от 4,2 % у корня до 5 % на концах. 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 набор консоли крыла состоит из главной балки, переднего и заднего лонжеронов. Поперечный набор переднего отсека консоли (до переднего лонжерона) — 25 нервюр, ориентированных перпендикулярно передней кромке крыла. Между передним лонжероном и главной балкой находится ниша убранного положения основной стойки шасси. Далее, в заднем отсеке консоли, поперечный набор состоит из 12 нервюр параллельных плоскости симметрии самолета. Толщина обшивки крыла 1,5-2,5 мм. Внутри каждой консоли, примерно до половины ее размаха, располагаются 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 — простой выдвижной закрылок, оснащенный системой сдува пограничного слоя (СПС). Размах закрылка консоли — 1,24 м, площадь — 0,94 м2. Углы отклонения — 25° (на взлете) и 45° (на посадке). Воздух для системы 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 вооружения.
Оперение состоит 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 состоит из стойки полурычажного типа и колеса КТ-102 размером 500x180 мм с давлением в пневматике 7 кгс/см2. Основная опора крепится к крылу в зоне стыка главной балки с передним лонжероном. Она состоит из стойки телескопического типа и колеса КТ-92 размером 800x200 мм с давлением в пневматике 8 кгс/см2. Основная опора убирается в крыло и фюзеляж по направлению к оси самолета, при этом колесо поворачивается относительно стойки на 87°. Верхние полости основных стоек шасси используются в качестве баллонов основной воздушной системы самолета. Помимо установленной в кабине летчика световой сигнализации положения шасси, самолет оснащен механическим сигнализатором выпуска носовой опоры и лампами внешней световой сигнализации на всех стойках. В случае отказа гидравлической и воздушной систем самолета носовая опора может выпускаться под действием собственного веса и набегающего воздушного потока. При этом замок, удерживающий ее в убранном положении, открывается летчиком посредством рукоятки и тросовой проводки.
Силовая установка. На самолете установлен турбореактивный двигатель Р-13Ф-300 с максимальной тягой на бесфорсажном режиме 4070 кгс, на форсаже — 6490 кгс. Удельный расход топлива — 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 система кислородной подпитки двигателя для запуска в полете на большой высоте. Топливная система самолета включает 10 баков общей емкостью 2800 л, в т. ч. 1880 л — суммарный объем 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. Кроме того, могут использоваться подвесные топливные баки — фюзеляжный на 800 л и два крыльевых по 490 л. Применяемое топливо — керосин марок Т-1, Т-2 или ТС-1.
Управление самолетом в продольном и поперечном каналах — бустерное, в путевом — механическое, без гидроусилителей. Проводки управления по трем каналам жесткие, образованы трубчатыми тягами и качалками. Отклонение стабилизатора осуществляется одним двухкамерным бустером БУ-210Б, элеронов — двумя (по одному на каждый элерон) однокамерными бустерами БУ-45А. Бустера выполнены по необратимой схеме, поэтому в продольном и поперечном каналах управления используются пружинные загрузочные механизмы. Кроме того, в систему управления стабилизатором включены механизм «триммерного эффекта» — автомат регулирования АРУ-ЗМВ и датчик сигнализации углов ДСУ-2А, используемый для коррекции выдвижения конуса воздухозаборника и открытия противопомпажных створок в зависимости от отклонения стабилизатора. Самолет оснащен двухканальным автопилотом АП-155 с жесткой обратной связью, который осуществляет управление по трем осям. Исполнительные механизмы автопилота — электромеханические рулевые агрегаты РАУ-107А отклоняют стабилизатор и элероны на углы +/-1° и +/-3°, соответственно. Ручка управления самолетом (РУС) состоит из алюминиевой трубы и рукоятки, закрепленной на трубе при помощи карданного устройства. При «переламывании» РУС на углы малой величины происходит выключение автопилота и переход на ручное управление. Механизм разворота носовой опоры шасси управляется педалями.
Гидравлическая система состоит из двух автономных систем: основной и бустерной. Основная обеспечивает работу одной из камер бустера стабилизатора; уборку и выпуск шасси и закрылков; управление тормозными щитками, конусом воздухозаборника, противопомпажными створками и створками реактивного сопла; автоматическое торможение колес при уборке. Она также является дублирующей для бустеров элеронов.
От бустерной системы работают бустеры элеронов и вторая камера бустера стабилизатора. Номинальное давление в гидросистеме 180-215 кгс/см2, рабочая жидкость — минеральное масло АМГ-10. Обе системы используют один гидравлический бак, разделенный гермоперегородкой на два отсека (основной и бустерный). Каждая из систем имеет свой источник давления — поршневой ротативный насос переменной производительности НП-34М-1Т, установленный на маршевом двигателе, а также два гидроаккумулятора (шаровой и цилиндрический), служащих для временного поддержания рабочего давления при отказе гидронасоса. Для обеспечения посадки самолета с неработающим двигателем в бустерную систему включена аварийная насосная станция с приводом от электромотора.
Воздушная система самолета включает основную систему, которая служит для торможения колес шасси, герметизации фонаря кабины и управления его ПОС, выпуска и сброса тормозного парашюта, а также аварийную, применяемую для аварийного выпуска шасси и торможения колес. В системе используется сжатый воздух под давлением 110-130 кг/см2. Воздух для питания основной системы хранится в двух сферических баллонах емкостью по 2 л, цилиндрическом баллоне на 4,4 л и двух гермополостях основных стоек шасси емкостью по 2,3 л. Для питания аварийной системы используются два сферических баллона по 1,3 л каждый. Зарядка всех воздушных баллонов производится на земле.
Электросистема обеспечивает питание потребителей постоянным и переменным током. Основным источником постоянного тока напряжением 28,5 В служит 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 каждая. Источником однофазного переменного тока напряжением 115 В и частотой 400 Гц является 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 также преобразователи ПО-1500ВТ-2И и ПО-750А, переводящие постоянный ток в однофазный переменный напряжением 115 В.
Радиоэлектронное оборудование самолета обеспечивает решение задач навигации, поиска и уничтожения целей, автоматического самолетовождения, радиосвязи. 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°. Максимальная дальность обнаружения цели, имеющей ЭПР 16 м2, составляет 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 системой управления «Воздух-1». Радиосвязное оборудование — УКВ радиостанция РСИУ-5 (Р-802).
Кроме этого, в состав БРЭО входят: автопилот АП-155; автоматический радиокомпас АРК-10; радиовысотомер малых высот РВ-УМ (диапазон высот от 0 до 600 м); маркерный радиоприемник МРП-56П; курсовая система КСИ-2; самолетный ответчик СОД-57М; аппаратура госопознавания СРЗО-21; станция предупреждения об облучении «Сирена-ЗМ»; аппаратура регистрации параметров полета САРПП.
Противопожарная система обеспечивает тушение пожара в двигательном отсеке фюзеляжа. Она состоит из системы сигнализации о пожаре ИС-2МС, которая подает световой сигнал летчику, и системы пожаротушения, включающей огнетушитель и стальной коллектор-распылитель. Электродатчики сигнализации о пожаре установлены на шп.29.
Системы жизнеобеспечения. Система кондиционирования воздуха служит для поддержания в кабине летчика оптимальной температуры и давления. Параметры воздуха в кабине регулируются автоматически посредством регулятора давления АРД-57В и терморегулятора ТРТВК-45М. Для питания летчика кислородом на больших высотах и в случае разгерметизации кабины имеется комплект кислородного оборудования ККО-5 с кислородной маской КМ-32М. В полетах на больших высотах летчик использует высотно-компенсирующий костюм ВКК-6 и гермошлем ГШ-6. Система аварийного покидания самолета включает катапультное кресло КМ-1, обеспечивающее спасение летчика на скоростях свыше 130 км/ч во всем диапазоне высот полета. Система катапультирования сблокирована с пиросистемой аварийного сброса крышки фонаря кабины и срабатывает только после отстрела этой крышки.
Вооружение. Самолет оснащен встроенной двуствольной пушкой ГШ-23Л лафетного типа. Калибр пушки 23 мм, скорострельность — 3400 выстр./мин, начальная скорость снаряда — 700 м/с, боекомплект — 200 снарядов. Масса пушки составляет 51 кг, одного снаряда — 200 г. Ракетно-бомбовое вооружение самолет несет на 4-х подкрыльевых узлах. Для борьбы с воздушными целями на пусковые устройства типа АПУ-13 подвешиваются 2-4 управляемые ракеты Р-ЗС с тепловыми головками самонаведения или Р-ЗР с радиолокационными головками. Вместо ракет Р-ЗР могут применять более старые РС-2УС на пусковых устройствах АПУ-7. Для ударов по земным объектам на крыльевые бомбодержатели типа БДЗ-58 крепятся блоки УБ-16-57У либо УБ-32 с неуправляемыми авиационными ракетами С-5К калибром 57 мм. Вместо блоков НАР на эти держатели можно подвесить 2-4 свободнопадающие бомбы калибром до 50, 100, 250 и 500 кг. Максимальная масса боевой нагрузки — 1300 кг. Самолет также может оснащаться аэрофоаппаратом АФА-39. Кроме того, в состав его штатного оборудования входит ракета "воздух-земля" Х-66, но такое вооружение практически не используется.
Краткие ТТХ:
Длина с ПВД - 15,06 м
Высота - 4,125 м
Размах крыла - 7,145 м
Площадь крыла - 23,0 м2
Двигатель - Р13Ф2С-300
Тяга двигателя:
- максимальная - 4070 кгс
- на форсаже - 6490 кгс
Максимальная скорость полета - 2230 км/ч
Практический потолок - 18000 м
Время набора высоты - 9,0 / 17500 мин/м
Дальность полета без ПТБ - 1050 км
Разбег/пробег - 800/550 м
Источник: Авиация и Время №5 и 6 2007 г.
