Краткое техническое описание самолета МиГ-29СЭ

МиГ-29 выполнен по интегральной схеме. В отличие от классической схемы самолета планер состоит из развитого по длине и размаху профилированного несущего корпуса полумонококовой конструкции, плавно сочлененного с трапециевидными консолями крыла посредством наплыва, вертикального оперения и стабилизатора.

Основу силовой схемы несущего корпуса составляют шпангоуты, между которыми обшивку подкрепляют диафрагмы. Основным силовым элементом планера являлся бак № 3, сваренный из листов нержавеющей стали ВНС-2М. Металлические панели обшивки соединялись с силовым набором клепкой. 

Несуший корпус технологически делится на головную (до шпангоута № 4), среднюю (между 4-м и 7-м шпангоутами), заднюю (между 7-м и 8-м шпангоутами) и хвостовой отсек.

В головной части корпуса размещаются блоки радиолокационного прицельного и оптико-электронного прицельно-навигационного комплексов и другие агрегаты радиоэлектронного оборудования, кабина летчика и ниша уборки передней опоры шасси. На радиопрозрачном обтекателе PJ1C установлена штанга основного приемника воздушного давления ПВД-18, снабженная генераторами вихрей. На внутренней поверхности обтекателя расположена антенна маркерного радиоприемника. Перед фонарем герметичной кабины пилота (со смещением вправо) установлены датчики квантовой оптико-локационной станции (KOJ1C). На нижней поверхности отсека размещены антенны радиолокационного ответчика системы госопознавания, ответчика системы управления воздушным движением, передающая и приемная антенны радиовысотомера, антенно-фидерная система радионавигационного оборудования и датчик угла скольжения, а сбоку поверхностей — датчики угла атаки. За кабиной пилота расположены ненаправленные антенны радиокомпаса.

На правом борту носового отсека оборудования закреплен резервный приемник воздушного давления ПВД-7. В передней части корпуса расположены также антенны запросчика системы госопознавания.

Фонарь кабины летчика состоит из переднего козырька с электрообогревом и поднимаемой вверх-назад откидной части с тремя зеркалами заднего вида. Открытие и закрытие фонаря осуществляется соответствующей системой управления и аварийной системой сброса подвижной части. При катапультировании сброс створки фонаря происходит автоматически.

Летчик размещается в кабине на катапультном кресле К-36ДМ, установленном с углом наклона спинки 16 градусов. Кресло может регулироваться по высоте (в зависимости от роста летчика) в пределах ±85 мм. Угол обзора из кабины вперед-вниз — 14°.

Крыло — трехлонжеронное стреловидностью консолей 42 градуса с наплывом ожи-вальной формы стреловидностью 73,5 градуса по передней кромке в месте сопряжения с несущим корпусом. Крыло набрано из профилей П-177. Угол поперечного V консолей крыла —3°. Корневая хорда 5,6 м, концевая — 1,27 м. Сужение — 4,41; удлинение — 3,5.

Механизация крыла состоит из трехсек-ционных носков, отклоняемых на угол 20 градусов, и щелевых закрылков, отклоняемых на взлете и посадке на угол до 25 градусов.

На законцовках несущей поверхности размещены бортовые аэронавигационные огни и антенны радиолокационного ответчика СРО-2, станции активных помех, азимута и угла места.

Горизонтальное оперение состоит из двух половин цельноповоротного дифференциального стабилизатора с углом стреловидности 50 градусов по передней кромке и размахом 7,78 м. Стабилизатор набран из профилей С-11С.

Управление каждой консолью горизонтального оперения обеспечивается посредством гидравлических рулевых приводов РП-260А, установленных на шпангоуте № 10 хвостового отсека корпуса самолета.

Вертикальное оперение — двухкилевое с рулями направления. Кили с углами стреловидности 47 градусов 50 минут по передней кромке установлены с развалом под углом 6 градусов к вертикали. Отличительная особенность килей — обшивка из углепластика. С 1984 года все МиГ-29 комплектуются рулями направления с увеличенной на 21 % хордой, выступающими за задние кромки килей. Углы отклонения рулей направления — 25 градусов в обе стороны.

На законцовках килей размещены антенны связной радиостанции и самолетного ответчика, антенно-фидерной системы радионавигационного оборудования (на задней кромке правого киля), командной радиолинии управления (под радиопрозрачной за-концовкой левого киля), ответчика госопознавания (на задней кромке левого киля), а также приемные антенны станции предупреждения об облучении и радиоэлектронных помех. Кроме этого, на левом киле расположен аэронавигационный огонь (белый).

В конструкции самолета широко использованы высокопрочные алюминиевые и титановые сплавы, а также композиционные материалы (до 7%) на основе углепластиков. Широкое применение нашли крупногабаритные штампованные детали и прессованные панели, значительно сократившие число наружных стыков.

Силовая установка включает два двух-контурных (степень двухконтурности 0,475) двухвальных ТРД РД-33 с двухкаскадным тринадцатиступенчатым (четыре ступени низкого давления, девять — высокого) компрессором, кольцевой прямоточной камерой сгорания, двухступенчатой охлаждаемой турбиной, общей форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым соплом. Двигатели расположены между шестым и седьмым шпангоутами несущего корпуса.

Управление двигателями — механическое и осуществляется двумя рукоятками, связанными с ним системой качалок и тяг. На самолете предусмотрен совместный и раздельный запуск двигателей. В полете запуск двигателей осуществляется на оборотах авторотации, при этом предусмотрена кислородная подпитка камер сгорания. Время выхода двигателя с режима «малый газ» до полного форсажа — четыре минуты.

Тяга двигателя на режиме «полный форсаж» составляет 8300 кгс (удельный расход топлива 2,05 кг/кгс), «минимальный форсаж» — 5600 кгс и максимал — 5040 кгс (удельный расход топлива 0,77 кг/кгс.ч).

Длина двигателя РД-33 — 4,26 м, максимальный диаметр — 1 м, диаметр входа — 0,75 м, сухой вес — 1050 кг. Удельный вес — 0,126 кг/кгс. Назначенный ресурс РД-33 3-й серии — 2000 часов, срок до первого ремонта — 1000 часов.

Общим для двигателей является коробка привода самолетных агрегатов КСА-2 (КСА-3). предназначенная для передачи через угловые приводы вращательного движения на агрегаты от двигателей и от турбостартера-энергоузла ГТДЭ-117 к двигателю при запуске на земле.

Для обеспечения эффективной и устойчивой работы двигателя на различных режимах полета на самолете имеются два сверхзвуковых, подкрыльевых, регулируемых воз-духозаборных устройства с косым срезом и с горизонтальной поверхностью торможения. Воздухозаборники имеют системы автоматического регулирования.

Для исключения попадания в двигатели посторонних предметов на взлетно-поса-дочных режимах основной вход в воздушный канал закрывается подвижной створкой передней панели клина торможения. В этом случае воздух в двигатели поступает через створки верхнего входа, который открывается при достижении скорости 200 км/ч.

При заходе на посадку основные воздухозаборники закрываются также при скорости 200 км/ч, а отрываются, когда летчик отклоняет рычаги управления двигателями (РУ-Ды) в положение «стоп». При полете с малыми скоростями дополнительно автоматически открываются и верхние воздухозаборники.

Топливо располагается в пяти баках (не считая подвесных), включая два крыльевых отсека общим объемом 4300 л. Три основных бака размещены в средней части корпуса. Бак № 1 расположен между 4-ми 5-м, расходный (№ 2) — между 5-м и 6 и № 3 — между шпангоутами № 6 и № 7. Седьмой бак является основной несушей конструкцией корпуса, воспринимающей изгибающий момент от крыла и нагрузки от двигателей и основных опор шасси.

Перед попаданием в двигатели горючее прокачивается через топливно-гидравличес-кие радиаторы охлаждения специальных жидкостей.

Заправка внутренних баков производится централизованно через бортовой заправочный штуцер и две заправочные горловины. Наддув внутренних баков производится азотом, находящимся в бортовых баллонах, либо воздухом, отбираемым от компрессора двигателя. Заправка подфюзе-ляжного бака осуществляется через штуцер, а крыльевых — через индивидуальные горловины.

Необходимая в полете центровка самолета (изделие «9-12») обеспечивается путем выработки топлива из соответствующих баков: сначала вырабатывается топливо из подвесного подфюзеляжного бака, затем из  подвесных фюзеляжного и крыльевых, крыльевых баков, баков № ЗА и № 3, бака № 1. Последним вырабатывается горючее из бака № 2 и топливного аккумулятора.

В качестве топлива на МиГ-29 используются авиационный керосин РТ, Т-1 и ТС-1 или их смеси.

Противопожарная система предназначена для тушения пожара в отсеках двигателей и коробки самолетных агрегатов. Сигнализация о пожаре осуществляется на световом табло приборной доски кабины и с помощью речевого информатора. Огнегасящий состав (фреон) находится в сферическом трехлитровом баллоне, установленном в гар-гроте корпуса.

Взлетно-посадочные устройства состоят из трехопорного шасси (колея составляет 3,09 м, база — 3,645 м) с носовой стойкой, тормозного парашюта площадью 17 м2, закрылков и отклоняемых носков крыла.

Передняя управляемая опора шасси включает два колеса КТ-100 размером 570x140 мм и допускает разворот на угол 8 градусов в обе стороны на взлете и посадке и до 31 градуса при рулежке. Основные стойки имеют по одному тормозному колесу КТ-150Е-2 размером 840x290 мм.

Уборка и выпуск шасси осуществляется от общей гидросистемы, а аварийный выпуск — сжатым воздухом.

Передняя стойка убирается в фюзеляжную нишу назад по потоку, а основные опоры — вперед по полету в отсеки воздухоза-борных устройств. Колея шасси — 3,09 м, база — 3,645 м.

При уборке шасси все колеса автоматически тормозятся. На самолете имеется электромеханическая противоюзовая система, предназначенная для предотвращения блокирования колес при торможении и работающая только при использовании основной тормозной системы.

Система аварийного покидания самолета включает катапультное кресло К-36ДМ и пиротехнический механизм сброса фонаря кабины пилота. Защита летчика от перегрузок и скоростного напора воздуха обеспечивается высотным снаряжением, принудительной фиксацией в кресле, стабилизацией кресла после выстрела и дефлектором дополнительной защиты от воздушного потока.

Катапультирование с земли осуществляется при скорости не менее 75 км/ч, а в полете до приборной скорости до 1400 км/ч (М=2,5) и на высотах до 25 км, практически из всех положений самолета и при маневрировании с перегрузками от -2 до +4 единиц.

Для поддержания жизнедеятельности летчика и обеспечения его поиска после катапультирования на кресле имеется носимый аварийный запас НАЗ-7М и автоматический радиомаяк «Комар-2М».

Система управления самолетом — жесткая. В канале крена осуществляется с помощью элеронов и одновременного дифференциального отклонения половин стабилизатора. В канале тангажа — с помощью цель-ноповоротного стабилизатора, а по курсу — рулями направления. Отклонение рулей и элеронов осуществляется с помощью необратимых гидроусилителей.

Усилия на ручке управления и педалях создаются загрузочными механизмами. Для уменьшения усилий на ручке управления используются механизмы триммерного эффекта.

В автоматическом режиме самолет управляется по сигналам системы автоматического управления (САУ). При этом исполнительными механизмами являются автономные рулевые машины. САУ осуществляет демпфирование собственных короткопери-одических колебаний и стабилизацию самолета относительно всех трех осей, приведение машины к горизонтальному полету из любых пространственных положений, стабилизацию барометрической высоты полета, увод истребителя из опасной высоты (только при убранном шасси), а также автоматическое и директорное управление на режиме захода на посадку до высоты 50—60 м.

На самолете имеются также два тормозных щитка, расположенных сверху и снизу фюзеляжа и отклоняющихся на углы 56 и 60 градусов соответственно.

Пневматическая система по назначению подразделяется на основную, аварийную и системы наддува гидробаков и блоков оборудования. Основная система обеспечивает торможение колес шасси, управление откидной частью фонаря и ее герметизацию в закрытом положении, управление пере-крывными кранами топливной системы, выпуск и сброс тормозного парашюта.

Аварийная система предназначена для выпуска шасси и торможения колес основных опор шасси при отказе основной пнев-мосистемы.

Для создания необходимых условий жизнедеятельности летчика на высотах до 20 км служит комплект кислородного оборудования и снаряжения ККО-15ЛП. Для этого также предназначены высотный компенсирующий костюм ВКК-15К и защитный шлем ЗШ-7Ас кислородной маской КМ-35. При полете самолета на высотах менее 12 км вместо ВКК-15К возможно применение противоперегрузочного костюма ППК-3, а при полетах над морем предусматривается использование высотного морского спасательного комплекта ВМСК-4-15.

Бортовое кислородное оборудование включает кислородно-дыхательную аппаратуру КДА-15, автомат давления АД-15 и кислородную систему катапультного кресла КСКК-2М.

Кислородная система обеспечивает подачу летчику кислородно-воздушной смеси в маску на высотах полета до 8000 м и чистого кислорода на больших высотах.

Система кислородной подпитки двигателей и турбостартера включает один 4-л баллон с давлением 150 кгс/см2, редуктор, снижающий давление до 7,8—10.8 кгс/см2, и систему трубопроводов.

Система кондиционирования обеспечивает поддержание заданных температуры и давления воздуха в кабине, вентиляцию костюма летчика и работу противоперегрузоч-ного устройства, обдув летчика, обдув остекления фонаря кабины, охлаждение пушки и оборудования. Воздух в систему отбирается от компрессоров двигателей.

Электросистема включает цепи постоянного (28,5 В), переменного однофазного (115В, 400 Гц) и переменного трехфазного тока (36В, 400 Гц) напряжения. Источниками постоянного напряжения являются генератор ГСР-СТ-12/40А и два серебряно-цин-ковых аккумулятора 15СЦС-45Б.

Светотехническое оборудование обеспечивает внутрикабинное освещение, освещение взлетно-посадочной полосы (две посадочные фары типа ФП-8, а на стойке передней опоры шасси и рулежная фара ФПК-250 или на самолетах ранних серий ФР-9) и наружное сигнальное освещение. Освещение шкал приборов в кабине осуществляется светильниками, расположенными над приборами; надписи на пультах и щитках освещаются лампами накаливания через световоды. Предусмотрено также освещение кабины пилота заливающим белым светом.

На самолете имеются аэронавигационные огни АНО-7, размещенные на законцовках крыла (левый с красным светофильтром. правый — с зеленым) и левом киле (белого цвета).

Система управления вооружением СУВ-29С включает радиолокационный прицельный комплекс РЛПК-29 (РЛС Н019М с дальностью обнаружения целей до 100 км, предельными углами сопровождения цели от +60 до -38 градусов по вертикали и от +67 до -67 градусов по горизонтали) и оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс ОЭПрНК-29.

Осенью 2010 года на киевском авиасалоне «Авиасвит XXI» был представлен макетный образец РЛС Н019М1-ММК совместной российско-украинско-белорусской разработки. Новая РЛС имеет расширенные функциональные возможности за счет введения режима «воздух — поверхность». Это позволит не только проводить картографирование подстилающей поверхности, но ввести в состав арсенала МиГ-29 управляемые ракеты класса «воздух — поверхность». Одновременно возрастет дальность обнаружения и сопровождения цели, а также улучшатся другие параметры станции.

На самолете имеется аппаратура командной радиолинии Э502-20, обеспечивающая прием команд наведения, координатную поддержку тактической обстановки и взаимодействие с наземным пунктом наведения, являющегося частью командной радиолинии управления.

ОЭПрНК-29 взаимодействует с системой автоматического управления (САУ) и предназначен для управления самолетом и его вооружением в ходе выполнения боевого задания. ОЭПрНК-29 включает оптико-электронную прицельную систему ОЭПС (квантовая оптико-локационная станция К.ОЛС и нашлемная система целеуказания Щ-ЗУМ), систему управления оружием СУО, систему навигации СН-29, фотоконтрольный прибор, бортовую ЦВМ и систему единой индикации (СЕИ).

В СН-29 входят радиотехническая система ближней навигации и посадки А-323, система воздушных сигналов (СВС), самолетный ответчик СО-69, топливомер-расходомер (СТР), регистратор полетных данных и другие устройства.

Радиооборудование включает станции оповещения об облучении Л006ЛМ и радиоэлектронных помех Л203БЭ, связную Р-862 и аварийную Р-855УМ радиостанции, автоматический радиокомпас АРК-19, радиовысотомер А-037, антенно-фидерную систему «Пион-НМ», самолетное переговорное устройство СПУ-9, позволяющее работать со связной радиостанцией, прослушивать позывные сигналы приводных радиостанций, сообщения речевого информатора «Алмаз-УП», а также сигналы, поступающие от маркерного радиоприемника А-611, от Л006ЛМ и т.д. Через СПУ осуществляется связь летчика и техника самолета перед вылетом (впервые такую связь внедрили на МиГ-23). Кроме этого, на самолете имеется радиовысотомер А-037.

В 2010 году на государственные испытания должны были передать малогабаритную станцию радиопомех МСП 4I8K, размещаемую в контейнере на одном из крыльевых узлов МиГ-29.

Вооружение самолета включает одноствольную пушку ГШ-301 с боекомплектом 150 патронов типа АО-18 (начальная скорость снаряда — 860 м/с, вес пушки — 45 кг, длина — 1978 мм). Патроны могут быть с ос-колочно-фугасно-зажигательными и броне-бойно-трассирующими (способными пробивать 40-мм броню) снарядами.

Управление стрельбой — электрическое, дистанционное. Стрельба — непрерывная (6 секунд) или очередями как в автоматическом режиме (3/4 боекомплекта), так и с отсечкой по 25 снарядов, в течение 1 секунды. Предусмотрен и «учебный» режим — по семь снарядов. Временной промежуток между очередями не менее 3 секунд. Эффективная дальность стрельбы из пушки по воздушным целям — 800—200 м. а по наземным — 1800— 1200 м.

Основой же вооружения самолета являются управляемые ракеты (УР). По две ракеты Р-27Р1, Р-27Т1, Р-27РЭ1 и Р-27ТЭ1, от двух до шести УР РВВ-АЭ,от двух до шести УР Р-73Э. От двух до четырех неуправляемых ракет (НАР) С-24Б калибра 240 мм, 40 или 80 НАР С-8 калибра 80 мм в четырех блоках Б-8М.

Ракеты семейства Р-27 (до двух штук) подвешиваются на АПУ-27, Р-60 и Р-60М — на АПУ-62-1ДБ1, Р-73Э (до шести штук) — на АПУ-73-1Д. Ракеты РВВ-АЭ (до шести штук) размешаются на авиационных катапультных устройствах АК-170

НАР С-8 калибра 80 мм в универсальных блоках Б-8М1 и С-24Б калибра 240 мм подвешиваются на авиационные пусковые устройства АПУ-68-85Э.

Для поражения наземных целей предназначены четыре бомбы ФАБ-500 или зажигательных бака ЗБ-500, шесть ФАБ-250 (все — на однозамковых балочных держателях БДЗ-УМК2Б или многозамковых МБДЗ-У2Т-1) и до 16 ОФАБ-100-120 (на многозамковых держателях МБД2-67У).

Малогабаритные боеприпасы в блоках БКФ — в контейнерах малогабаритных грузов КМГУ-2.

Для создания пассивных (тепловых) помех на изделиях «9-12» последних серий и «9-13», выпускавшихся с 1984 года, перед форкилями установлены два блока БВП-30-26М на 60 ИК ППИ-26 и отражателей ППР-26 (по 30 в каждом).

Всего предусмотрено 44 варианта подвески вооружения. Для контроля технического состояния самолета предназначен комплекс из шести мобильных кузовов-контейнеров в виде автопоезда.