Вооружение и военная техника / Образцы

МиГ-27, истребитель-бомбардировщик

Компания участник: МиГ, Российская самолетостроительная корпорация, ОАО

МиГ-27 (изделие 32-25, по кодификации НАТО: Flogger-D) — советский сверхзвуковой истребитель-бомбардировщик третьего поколения с крылом изменяемой стреловидности. Предназначен для нанесения ударов по подвижным и неподвижным наземным и воздушным целям. Может нести тактическое ядерное оружие.

В настоящее время — основной истребитель-бомбардировщик ВВС Индии. В связи с тяжёлой экономической обстановкой с 1993 года в России, Белоруссии и Украине практически все МиГ-27 и его модификации были выведены из эксплуатации,переданы на базы хранения и практически все утилизированы.


Самолет МиГ-27 выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высоко расположенным крылом изменяемой стреловидности, цельноповоротным горизонтальным оперением и трехопорным шасси. Планер конструктивно разделен на следующие основные части: носовую часть фюзеляжа; головную часть фюзеляжа, включающую закабинные отсеки спецоборудования, топливные баки, неподвижную часть крыла и боковые воздухозаборники; фонарь кабины; подвижные консоли крыла с интерцепторами, управляемыми носками, закрылками, топливными баками-отсеками; хвостовую часть фюзеляжа с топливным баком, килем, рулем поворота и стабилизатором. Фюзеляж самолета - полумонокок, имеющий клепаную и сварную части. В клепаной части использован листовой материал из алюминиевого сплава, а для силовых элементов - штамповки из стали и алюминиевого сплава. Технологически клепаная часть фюзеляжа выполнена из большого числа панелей, соединенных заклепками и точечной сваркой. Сварная часть состоит из отдельных панелей на контактной и аргоно-дуговой сварке. Для удобства обслуживания наиболее часто вскрываемые крышки люков выполнены откидывающимися на шомпольно-петлевых креплениях с легкоразъемными замками, которые отрываются при повороте штыря при помощи отвертки против часовой стрелки на угол 90 град.

Крыло состоит из двух неподвижных частей, закрепленных на фюзеляже, и двух поворотных трапециевидных консолей. Изменение угла стреловидности консолей осуществляется в пределах 16-72 град. Центральный отсек - основной силовой элемент неподвижной части крыла. Он приваривается к верхним частям шпангоутов номер 18 и 20. В отсеке размещаются узлы поворота консолей (они же - узлы крепления консолей) и отсеки крыльевых топливных баков. Узел поворота крыла представляет собой сварную кессонную конструкцию, переходящую в мощную вилку, в которую вставляется поворотный узел подвижной консоли. Поворотная часть крыла двухлонжеронная. Консоль технологически делится на носовую, центральную и хвостовую части. Вихреобразующий клык имеет радиопрозрачную обшивку. Поворот консолей производится специальным приводом системы СПК-1, который имеет винтовые шариковые преобразователи, трансформирующие вращательное движение в поступательное (управление перекладкой консолей - при помощи рычага, установленного в кабине на левом борту, рядом с РУД).

Отклоняемый носок поворотной части крыла - четырехсекционный. Секции связаны между собой тягами управления. Отклонение и уборка производятся от общей гидросистемы. Для исключения образования щели между носком и верхней поверхностью крыла служит козырек из стали, по которому скользит профиль носка. Лонжероны крыла изготовлены методом горячей штамповки из алюминиевого сплава. Герметизация отсеков крыла осуществляется герметиком, нагнетаемым через отверстия под болты, соединяющие панели обшивки с каркасом, в канавки, расположенные по всему периметру отсека. Второй герметизирующей барьер - резиновый жгут (валик), проложенный по всему периметру между каркасом и панелями. На верхней поверхности крыла имеется двухсекционный интерцептор.

Закрылок - трехсекционный, его носовая часть выполнена из титанового сплава (1-я секция) и алюмининиевого сплава (2-я и 3-я секции). Хвостовая часть закрылка представляет собой сотовый блок, образованный обшивкой из алюминиевого сплава и заполнителем из алюминиевой фольги толщиной 0,03 мм. По наружной поверхности закрылка проложена лента из стали, по которой скользит бобышка на прижимном щитке, закрывающая щель выреза в фюзеляже (в нее входит крыло при повороте). Управление закрылками осуществляется при помощи гидроцилиндров от общей гидросистемы. Все три секции закрылков соединены между собой цангами, но каждая секция управляется своим гидроцилиндром. Щитки между поверхностью убранных консолей и фюзеляжем, а также просветы между выпущенными консолями и фюзеляжем закрываются снизу и сверху неподвижными и подвижными щитками, которые одновременно выполняют роль аэродинамических зализов. Щитки обеспечивают необходимое уплотнение на любом угле атаки и при деформации крыла.

Неподвижные щитки центроплана - панели клепаной конструкции, закрепленные на узле поворота крыла. На эти панели навешиваются нижний и верхний неподвижные щитки центроплана. Передние верхние и нижние щитки прижимаются к поверхности крыла при помощи пневмоцилиндров, закрепленных на фюзеляже. Для снижения трения к профилям герметизации неподвижных и подвижных щитков прикреплены фторопластовые накладки. Вертикальные шторки нижних щитков закрыты обтекателями. Между шторками и обтекателями с одной стороны и фюзеляжем - с другой также имеются фторопластовые накладки. Цельноповоротное горизонтальное оперение состоит из переднего стрингера, лонжерона, набора нервюр и обшивки. Центральная часть имеет фрезерованные панели, носовая и хвостовая части - клепаные. Внутри хвостовой части - сотовое заполнение. Каждая половина стабилизатора вращается на двух подшипниках. Корневой подшипник -комбинированный (игольчатый и сферический), установлен в бортовой нервюре, концевой - роликовый, расположен внутри стабилизатора. В режиме поперечного управления одна половина стабилизатора отклоняется вверх, другая вниз на один и тот же угол, не превышающий 10 град. при угле установки крыла 16-55 град. и 6,5 град, при угле установки крыла более 55 град. Вертикальное оперение включает киль и руль поворота. Каркас киля состоит из переднего стрингера, двух лонжеронов, набора листовых штампованных нервюр, фрезерованной нервюры номер 9 и бортовой нервюры. Вся средняя часть киля изготовлена из фрезерованных панелей. В верхней части имеется радиопрозрачная законцовка с антеннами. Руль поворота крепится к килю на трех опорах. Носок руля - стальной, штампованный, в нем расположены демпферы СД-16-5000-0 А. Обшивка выполнена из алюминиевого сплава. Внутри носка имеется сотовый заполнитель. 

Фонарь кабины состоит из козырька и откидной части, поднимающейся и опускающейся при помощи воздушного цилиндра. Фонарь оборудован эксплуатационной системой управления откидной частью и аварийной системой сбрасывания. Эксплуатационная система управления обеспечивает открывание и закрывание фонаря, его фиксацию на фюзеляже и герметизацию. Для предотвращения обледенения лобового стекла имеется электросистема обогрева. Чтобы не допустить запотевания стекол, внутри, по периметру нижней части фонаря, установлены трубы обдува горчим воздухом, отбираемым от компрессора ТРДФ. Для вентиляции кабины при рулении или дежурстве на земле фонарь может быть приподнят на 100 мм (в таком положении фонаря самолет может рулить на скорости до 30 км/ч). Обзор назад обеспечивается при помощи смотрового прибора ТС-27АМШ, установленного на откидной части фонаря. На передней дуге откидной части расположены, также, два зеркала, обеспечивающие обзор плоскостей крыла. При аварийном сбросе четыре замка фонаря открываются энергией пиропатрона ПК-ЗМ-1.

Катапультируемое кресло КМ-1М обеспечивает покидание самолета на всех высотах полета в диапазоне скоростей от 130 км/ч до предельных для МиГ-27 во всем диапазоне высот (от 0 м) и включает глубокий заголовник, ограничитель разброса рук летчика, систему фиксации летчика в кресле, комплект ККО-5, обеспечивающий защиту летчика от потока. Кресло укомплектовано автоматическим маяком - связной радиостанцией Комар-2М, начинающим действовать сразу после срабатывания парашютной системы. Для дублирования подрыва радиоаппаратуры системы 'свой-чужой' имеется специальный механизм замыкания , срабатывающий одновременно с катапультой. Процесс катапультирования проходит следующим образом: при вытягивании сдвоенной ручки катапультирования в начальный момент выдергивается чека, происходит накол капсюлей и срабатывание пиромеханизма плечевого притяга. Под давлением пороховых газов происходит притяг плечевых ремней, выпуск ограничителей разброса рук и выдвижение штока толкателя на кресло, при этом происходит поворот качалки, одно плечо которой приводит в срабатывание микровыключатель автоматического опускания светофильтра шлема ЭШ-5А, другое плечо через трос выдергивает чеку газогенератора сброса фонаря.

Шасси самолета - трехстоечное. Носовая стойка имеет два колеса с бескамерными шинами 520х140, основные стойки - по одному колесу с бескамерными шинами 840х360. Основная стойка состоит из сварной балки, поворотного узла, консольной полувилки, механизма дополнительного разворота и выносного амортизатора. Амортизатор и полувилка закреплены на поворотном узле, установленном на балке и фиксирующимся от поворота при выпущенном шасси упорным болтом и кинематическим замком, образуемым качалкой и тягой. При уборке шасси щиток гидроцилиндра, убираясь, производит поворот балки относительно оси ее крепления, одновременно с этим происходит дополнительный разворот полувилки с колесом Носовая стойка оборудована механизмом возврата колеса в нейтральное положение по полету, размещенным внутри стойки. На осях полувилок основных стоек и на оси колес носовой стойки установлены грязезащитные щитки, позволяющие самолету рулить и взлетать с грунтовых размокших аэродромов. Носовая стойка шасси оборудована механизмом поворота МРК-ЗО, предназначенным для разворота колес на углы, пропорциональные отклонению педалей управления. Тормоза МиГ-27 - дисковые, система торможения пневматическая.

Воздухозаборник самолета - нерегулируемый. Входные части воздухозаборника отстоят от боковой поверхности фюзеляжа на 80 мм, образуя щели для слива пограничного слоя. Турбореактивный двигатель Р-29Б-300, изготавливаемый Уфимским моторостроительным производственным объединением, имеет 11-ступенчатый компрессор, 2-ступенчатую турбину, кольцевую камеру сгорания и форсажную камеру. Имеется система автоматического поддержания постоянного значения температуры газов за турбиной на заданном режиме. Система запуска ТРДФ - автоматическая автономная от турбостартера ТС-21, представляющего собой малогабаритный ТРД со свободной турбиной и центральным компрессором, рассчитанный на работу в течение не более 60 с. (используется топливо основного двигателя). Воздух в турбостартер поступает через управляемую створку в хвостовой части фюзеляжа (ее отрывание и закрывание сблокировано с системой уборки и выпуска шасси).


Вооружение

  • 1 автоматическая шестиствольная пушка ГШ-6-30А калибра 30 мм с боекомплектом 260—300 снарядов. Из-за огромной мощности пушки имелись ограничения на её применение (стрельба могла привести к отказам электронного оборудования, выпадание приборных панелей, взрывались фары). Перед вылетом на стрельбу снимались посадочно-рулёжные лампы-фары ПРФ-4, отверстия глушились фанерными заглушками.
  • Боевая нагрузка: до 4000 кг различного вооружения на 7 узлах подвески вооружения: центральный подфюзеляжный (обычно используется для подвески ПТБ), 2 под воздухозаборниками двигателя, 2 под хвостовой частью фюзеляжа и 2 под неподвижной частью крыла. Ещё два узлы могут быть установлены под поворотными консолями крыла, но сами они не являются поворотными, и при их использовании невозможно изменить стреловидность. Обычно эти узлы используются при перегоночных полетах и несут дополнительные баки. Задние пилоны используются редко, так как в этом случае из-за проблем с центровкой приходится сокращать запас топлива на борту машины.

Модификации

  • МиГ-23Б и МиГ-23БН (изделия 32-24 и 32-24Б), непосредственные родоначальники самолётов серии МиГ-27, имеющие практически идентичную «двадцать седьмым» конструкцию. МиГ-23Б/БН — одна из попыток советских конструкторов путём модификации истребителя МиГ-23 создать замену стоящему тогда на вооружении истребителю-бомбардировщику Су-7Б, отличающемуся невысокими возможностями бортового прицельного и навигационного оборудования. В целом оправдал возлагавшиеся на него надежды, но в вскоре был сменен более совершенным МиГ-27. Всего построено 624 МиГ-23БН, большая часть которых предназначалась на экспорт.
  • МиГ-23БМ (изделие 23БМ, с февраля 1975 МиГ-27) — результат модернизации (использование другого двигателя, изменения конструкций воздухозаборников, узлов подвески и шасси, замена встроенной пушки ГШ-23Л на ГШ-6-30А, внесение изменений в бортовое оборудование) МиГ-23Б и МиГ-23БН с учётом опыта их эксплуатации. Всего изготовлено 360 самолётов.

  • МиГ-27К «Кайра» (изделие 23БК, до принятия на вооружение в 1976 именовался МиГ-23БК) был оснащён прицельно-навигационным комплексом ПрНК-23К, в состав которого входила цифровая электронно-вычислительная машина «Орбита-20-23 К» и лазерно-телевизионная прицельная система «Кайра-23». На момент создания, по совокупности характеристик, МиГ-27К являлся одним из сильнейших истребителей-бомбардировщиков в мире. Всего изготовлено 197 машин.

  • МиГ-27М (изделие 32-29) — попытка создать истребитель-бомбардировщик, приближающийся по характеристикам бортового оборудования к МиГ-27К, но при этом стоящий дешевле и требующий менее квалифицированных лётчиков и техников. По боевым характеристикам, в целом, слабее МиГ-27К, но значительно надёжнее и дешевле в эксплуатации. Всего изготовлено 162 машины.
  • МиГ-27МЛ «Бахадур» (изделие 32-29Л, иногда упоминается как МиГ-27Л) — экспортная версия МиГ-27М. Всего поставлено из СССР и выпущено в Индии 210 самолётов.
  • МиГ-27Д (изделие 32-27) — результат модернизации МиГ-27 ранних серий (кроме МиГ-27К) до уровня МиГ-27М. Всего переоборудовано 304 самолёта.


Технические характеристики

Размах крыла минимальны, м 7.78
Размах крыла максимальный, м 13.97
Длина, м 17.04
Высота, м 5.00
Площадь крыла максимальная, м2 37.27
Площадь крыла минимальная, м2 34.16
Масса пустого 11030
Масса нормальная взлетная 17825
Масса максимальная взлетная 20423
Двигатели 1 ТРДФ Р-29Б-300
Тяга форсированная, кН 1 х 112,70
Максимальная скорость на высоте, км/ч 1810
Перегоночная дальность, км 2220
Практическая дальность, км 1810
Потолок практический, м 15600
Макс. эксплуатационная перегрузка 7
Экипаж, чел 1

Видео


Написать в компанию по поводу образца

Поля, обязательные для заполнения

Контактное лицо

Телефон

Email

Сообщение

CAPTCHA