Современная авиация

[klod]

может перейдем на более поздний период?

возьмем например авиацию ссср 80-90х годов!

миг-29

Первые наработки по проекту лёгкого фронтового истребителя нового поколения были начаты в конце 60-х годов XX века. В 1969 году был объявлен конкурс на разработку такого самолёта. В нём приняли участие конструкторские бюро Сухого и Яковлева, а также Микояна и Гуревича. Победителем было признано ОКБ «МиГ». Детальная проработка проекта начата в 1971 году. Первый полёт прототипа был совершён 6 октября 1977, а серийное производство развёрнуто в 1982 году на базе московского завода № 30 («Знамя труда»). В августе 1983 первые серийные МиГ-29 начали поступать в ВВС СССР. К началу 1985 года первые два авиаполка на МиГ-29 достигли оперативной готовности. В 1988 году МиГ-29 был впервые представлен на международном авиасалоно в Фанборо. Этот тип истребителей активно поставлялся на эспорт во множество стран. Было разработано и выпущено множество различных модификаций, включая палубные. Всего до 1991 было произведено около 800 МиГ-29.

[klod]

СУ-27
разработке перспективного истребителя нового поколения в ОКБ Сухого приступили в 1969 году. Необходимо было учесть, что назначение создаваемого самолета - борьба за превосходство в воздухе и что тактика включает ближний маневренный бой, который к тому времени был снова признан основным элементом боевого применения истребителя. Проектируемый самолет был призван дать достойный ответ на F-15, который с 1969 г. ускоренными темпами создавался фирмой McDonnell Douglas. Поскольку F-15, по замыслу Пентагона, должен был превосходить все существующие и разрабатываемые истребители, проектируемый в ОКБ П.О.Сухого самолет, получивший шифр Т-10, надо было сделать на голову выше F-15.

Большой заслугой тогдашних руководителей аэродинамического проектирования в ОКБ - заместителя главного конструктора И.Баславского, начальника отдела М.Хесина, начальника бригады Л.Чернова было намерение углубленного изучения явлений обтекания выбранного крыла готической формы, по которому систематической информации в то время не было. Если в США уже проектировались (YE-16, YE-117) и летали (F-5E) самолеты с корневыми наплывами крыла, то в нашей стране пришлось заниматься этим вопросом с чистого листа. Дело в том, что принятое для Т-10 готическое крыло с криволинейной передней кромкой, пригодное для крейсерского полета на трансзвуке и сверхзвуке, содержит интегрированные с фюзеляжем корневые наплывы.

Два двигателя в отдельных гондолах предполагалось "подвесить" к нижней поверхности крыла с выдерживанием определенного расстояния между передней кромкой и входом в воздухозаборник. Было принято решение использовать заднюю центровку, предполагающую продольную статическую неустойчивость самолета, и ЭДСУ. Впервые серийный российский самолет было принято оснастить автоматизированной ЭДСУ. Он, также, оснащался большим запасом топлива, баки для которого располагались в центроплане и крыльях и высокоэкономичными двигателями, что сильно увеличивало дальность беспосадочного перелёта.

Уже в 1975-1976 гг. стало ясно, что первоначальная компоновка обладает существенными недостатками. Однако самолет с первоначальной компоновкой был тем не менее построен и 20 мая 1977 г. шеф-пилот ОКБ П.О.Сухого заслуженный летчик-испытатель Герой Советского Союза В.С.Ильюшин поднял в воздух опытный самолет Т-10-1 (кодовое обозначение НАТО - Flanker-A). Самолет имел развитый наплыв и крыло овальной формы в плане, из-за чего было сложно применить механизацию передней кромки. Заднюю кромку занимала стандартная механизация - элерон и закрылок, а на законцовках крыла размещались противофлаттерные грузы. Аналогичные грузы установлены на горизонтальном и вертикальном оперениях. Кили размещены на верхних поверхностях мотогондол. Радиопрозрачный обтекатель РЛС на Т-10-1 несколько короче, чем на серийных машинах, а обслуживание аппаратуры осуществляется через люки на боковой поверхности НЧФ. Фонарь кабины пилота сдвигается назад по направляющим. Так как двигателей АЛ-31Ф с верхней коробкой агрегатов, на установку которых был рассчитан самолет, еще не было, на этой машине и ряде других опытных самолётов (Т-10-2, Т-10-5, Т-10-6, Т-10-9, Т-10-10, Т-10-11) были установлены ТРД АЛ-21Ф-3АИ с нижней коробкой (использующиеся на других самолётах фирмы: Су-17, Су-24). На других опытных самолётах (первые из которых: Т-10-3 полетел 23 августа 1979 г. и Т-10-4 - 31 октября 1979 г.) и серийных машинах применены АЛ-31Ф.

При одном из полётов Т-10-2, пилотируемый Евгением Соловьёвым, попал в неисследуемую область резонансных режимов. Лётчик, пытаясь спасти машину погиб.

В это время стали поступать данные об американском F-15. Неожиданно выяснилось, по ряду параметров машина не отвечает техническому заданию, и уступает F-15 по многим показателям. Например, разработчики электронной аппаратуры не уложились в отведённые им массогабаритные рамки. Также не удалось реализовать заданный расход топлива. Перед разработчиками возникла нелёгкая дилема - либо довести машину до серийного производства и сдать заказчику в существующем виде, либо предпринять радикальную переработку всей машины.

После прихода М.П.Симонова к руководству темой, а затем и ОКБ Сухого были проведены испытания по тем временам совершенно "экзотических" вариантов компоновки самолета: с крыльями отрицательной стреловидности, с ПГО; выполнено моделирование работы двигателей. Очень много опытов проводилось по поиску средств обеспечения непосредственного управления подъемной и боковой силами.

К чести разработчиков ОКБ Сухого, они решили сохранить верность многолетним традициям и не стали выпускать посредственную машину. В кратчайшие сроки была разработана новая машина, в конструкции которой были учтены опыт разработки Т-10 и полученные экспериментальные данные. И уже 20 апреля 1981 года опытный самолет Т-10-17 (другое обозначение Т-10С-1, т.е. первый серийный), пилотируемый В.С.Ильюшиным поднялся в небо. Машина была сильно изменена, почти все узлы расчитаны "с нуля". На машине установили новое крыло с прямой передней кромкой, отклоняемым носком, флаперонами вместо закрылков и элеронов, дополнительной точкой подвески вооружения вместо противофлаттерного груза, сняли аэродинамические перегородки. Законцовки стабилизатора получили новую форму, с них сняли противофлаттерные грузы. Вертикальное оперение перенесли на хвостовые балки. Радиусы сопряжения крыла и фюзеляжа при виде спереди были увеличены. Увеличили внутренний запас топлива. Изменили ХЧФ - появилась "пика", в которой разместили тормозной парашют (непосредственно на Т-10-17 он еще не был установлен). Шасси также было переделано. Новые основные опоры получили косую ось вращения и боковые замки выпущенного положения. Передняя опора стала убираться вперед, а не назад по полету, как было у первых машин. Самолет оснастили двигателями АЛ-31Ф с верхней коробкой агрегатов и новыми воздухозаборниками с убирающимися защитными сетками. Отделяемая часть фонаря кабины пилота стала открываться вверх - назад. Появился один тормозной щиток на верхней поверхности фюзеляжа вместо двух под центропланом, являвшихся одновременно створками отсеков колес основных опор шасси.

Полученные при испытаниях данные показали, что был создан действительно уникальный самолёт, по многим параметрам не имеющий аналогов в мире. Хотя и тут не обошлось без аварий: в одном из полётов в критическом режиме, из-за разрушения планера погиб Александ Комаров. Некоторое время спустя, на этом же режиме в аналогичную ситуацию попал Н.Садовников. Только благодаря большому мастерству испытателя, впоследствии Героя Советского Союза, мирового рекордсмена, полет завершился благополучно. Н.Ф.Садовников посадил на аэродром поврежденный самолет - без большей части консоли крыло, с обрубленным килем - и тем самым предоставил бесценный материал разработчикам машины. В срочном порядке были проведены мероприятия по доработке самолёта: усилена конструкция крыло и планера в целом, уменьшена площадь предкрылка.

Самолёт выполнен по нормальной балансировочной схеме, имеет интегральную аэродинамическую компоновку с плавным сопряжением крыла и фюзеляжа, образующих единый несущий корпус. Конструкция цельнометаллическая с широким применением титановых сплавов. Фюзеляж типа полумонокок с круговым поперечным сечением. Носовая часть отклонена вниз. Лётчик располагается на катапультируемом кресле К-36ДМ, обеспечивающем аварийное покидание самолёта во всём диапазоне высот и скоростей полёта.

Самолеты могут быть использованы для перехвата воздушных целей в большом диапазоне высот и скоростей полета, в том числе на фоне земли, и ведения маневренного воздушного боя в любых метеоусловиях днем и ночью. Для успешного выполнения боевых задач на борту установлено современное прицельнонавигационное оборудование. Поиск и сопровождение цели осуществляются с помощью РЛПС с когерентной импульсно-допплеровской РЛС или ОЭПС с ОЛЛС и нашлемной системой целеуказания. БРЛС с антенной диаметром 1076 мм способна гарантированно обнаруживать воздушные цели класса легкий истребитель на дальности до 80-100 км в передней полусфере и 30-40 км - в задней, сопровождать на проходе до десяти целей и обеспечивать одновременный пуск ракет по двум целям. ОЭПС обнаруживает скоростные воздушные цели на удалении до 40 км в передней полусфере и 90-100 км - в задней. При достижении разрешенной дальности пуска ракет летчик может применить для поражения цели УР средней (типа Р-27) или увеличенной (Р-27Э) дальности с пассивными тепловыми или полуактивными радиолокационными ГСН. В ближнем маневренном бою используется имеющаяся на борту скорострельная пушка калибра 30 мм или УР малой дальности Р-73 с ТГС. Для обеспечения пилотирования и самолетовождения на борту истребителя имеется полный комплект радиотехнического навигационного оборудования.

Самолет подвергался доработкам и в процессе серийного производства. Изменилась конструкция отделяемой части фонаря - вместо цельного стекла стало две части, разделенные переплетом. Менялись колеса и шины, при этом типоразмер оставался без изменений. Тонкий "ласт" был заменен толстым, в нем разместили патроны автомата постановки помех АПП-50 - 96 штук взамен 24, устанавливавшихся в "пике". Изменилась форма законцовки киля, в связи с чем сняли противофлаттерные грузы с вертикального оперения. Внесен и ряд других изменений.

При принятии на вооружение самолет получил обозначение Су-27, а в авиации ПВО - Су-27П (перехватчик). Внешне они между собой не отличались, да и внутри практически тоже. Правда, предполагалось, что фронтовой истребитель Су-27 должен иметь возможность поражать наземные цели, но его оборудование не было приспособлено для выполнения подобных задач. Поэтому в дальнейшем название Су-27П практически не применялось. Все серийное производство Су-27 выполнялось авиационным заводом им. Ю.А.Гагарина в Комсомольске-на-Амуре (ныне КнААПО) под шифром Т-10С. Из 450 самолетов-перехватчиков Су-27, которыми располагали к началу 1996 г. Вооруженные Силы РФ, более 300 находятся в составе авиации ПВО.

Кодовое обозначение НАТО - Flanker-B (Крайний).

[klod]

ну чтож, про миг-29 можно писать бесконечно , но есть так же очень интересные образцы авиатехники того времени например:

СУ-25 Грач
В начале марта 1968 года старший преподаватель Военно-воздушной академии И. Савченко обратился к знакомым специалистам ОКБ П. О. Сухого с предложением совместно разработать проект нового самолёта поддержки сухопутных войск. Вскоре сформировалась инициативная группа, в которую вошли работники ОКБ О. С. Самойлович, Д. Н. Горбачёв, В. М. Лебедев, Ю. В. Ивашечкин и А. Монахов. Разработку самолёта, получившего обозначение СПБ (самолет поля боя), было решено начать «нелегально», в домашних условиях, и представить работу генеральному конструктору лишь после того, как в общих чертах будет определен облик самолёта.

Так как заказчик еще не сформулировал тактико-технические требования к самолёту данного типа, работы начались с обоснования концепции штурмовика и его места в системе ВВС, определения потребных летно-технических характеристик и характеристик боевого комплекса. При этом разработчики сознательно отказались от модной тогда концепции универсального самолёта, предусматривавшей его использование как для ударных операций, так и для воздушного боя.

Принцип системного проектирования с учетом требований боевой живучести. На всех этапах разработки Т-8 проводились опытно-конструкторские и экспериментальные работы, благодаря которым создан эффективный комплекс живучести, гарантирующий необходимую работоспособность штурмовика в условиях огневого воздействия ствольных систем и ПЗРК противника.

Аэродинамические характеристики самолёта, изначально заложенные в проект, были довольно высокими. Для их достижения проведен большой объём расчётных и трубных исследований: формы крыла в плане, его профилировки и крутки, типа и параметров механизации, компоновки самолёта в целом и др. Впоследствии высокое аэродинамическое качество, хорошие манёвренные и взлётно-посадочные характеристики штурмовика позволили выполнять сложные боевые задачи (например, в ограниченном пространстве над целью), обеспечили повышенную безопасность полёта (в том числе со значительными боевыми повреждениями) и эксплуатацию с небольших площадок. Система вооружения штурмовика — простой прицельный комплекс плюс широкая номенклатура неуправляемых (впоследствии и управляемых) средств поражения. На первом этапе проектирования Т-8 планировалось использовать прицел АСП-ПФ, бомбардировочный прицел РБК-3, лазерный дальномер «Фон». Перед запуском в серийное производство на Су-25 установили прицельный комплекс самолета Су-17МЗ, обеспечивающий высокую точность поражения любой наземной цели неуправляемым оружием, возможность применения современных видов управляемого оружия, последовательное воздействие на одну цель различными видами боеприпасов.

6 января 1972 года П. О. Сухой утвердил общий вид штурмовика Т-8 и подписал приказ о начале его рабочего проектирования. Руководителем проекта был назначен М. П. Симонов. С августа обязанности главного конструктора Т-8 стал исполнять О. С. Самойлович. Ведущим конструктором по самолету 25 декабря 1972 года назначили Ю. В. Ивашечкина, который впоследствии, с 6 октября 1974 года, стал руководителем темы.

Установка тормозных щитков позволила реализовать на Т-8 идею непосредственного управления боковой силой: в полёте одновременно отклонялся руль направления (возникали боковая сила и курсовой момент) и щиток на консоли, противоположной отклонению руля (возникал момент, уравновешивающий курсовой момент от вертикального оперения). Как отмечал проводивший испытания В. С. Ильюшин, возникавшая при этом небольшая боковая перегрузка вызывала у него значительный дискомфорт. Медицинскими исследованиями было установлено, что боковая перегрузка свыше 0,65 вредна для человека, в связи с чем дальнейшие работы по управлению боковой силой были прекращены. Однако эти испытания показали, что эффективность вертикального оперения достаточна для компенсации курсового момента, возникающего при несимметричном выпуске воздушных тормозов.

9 марта 1977 года были утверждены тактико-технические требования к штурмовику. ОКБ представило заказчику эскизный проект самолёта с двигателями Р-95Ш, модифицированным крылом и более совершенным прицельно-навигационным комплексом. С 11 по 24 мая прошла макетная комиссия с участием представителей заказчика и отраслевых институтов.

В марте 1981 года подписан акт об окончании государственных испытаний и рекомендовано ввести самолёт в эксплуатацию. Принятию штурмовика на вооружение препятствовало невыполнение им некоторых пунктов ТТЗ. Официально Су-25 был принят на вооружение лишь 1987 году.

Су-25 стали поступать в строевые части в апреле 1981 года. С июня серийные штурмовики начали активно участвовать в боевых действиях в Афганистане. Параллельно продолжались испытания прототипов с целью определения потенцианых возможностей самолёта и путей дальнейшего совершенствования машины. Так, на Т-8-6 испытывалась доработанная пушечная установка. Из-за сильной вибрации при стрельбе в одном из полётов не вышла передняя опора шасси. Лётчик-испытатель Цой посадил самолёт на фюзеляж рядом со взлётно-посадочной полосой. После небольшого ремонта машина продолжила испытания. Аналогичный случай произошел в 1982 году в Тбилиси, когда лётчик А. Иванов после взлёта был вынужден сажать прототип Т-8-10 без шасси на грунт. После ремонта и этот штурмовик возобновил полёты. Позже оба происшествия оформили как испытания, на основании которых разработали методику посадки Су-25 с убранным шасси.

16 апреля 1980 года начались испытания, приближенные к боевым. Группа прибыла на авиабазу Шинданд на западе Афганистана. Новое место базирования существенно отличалось от полигонов СССР: аэродром располагался на высоте 1140 м над уровнем моря, в течение суток наблюдались значительные колебания температуры воздуха. Негативно сказывалось и отсутствие у лётчиков опыта полетов в горах. Испытания, в основном по применению вооружения, выполнялись над бывшим танковым полигоном афганской армии в 9 км от базы. Перед авиагруппой не ставилась задача непосредственного участия в боевых действиях, хотя генерал Ю. Шаталин, командир расположенной рядом 5-й механизированной дивизии, имел право при необходимости привлекать эти самолёты к ударным операциям. На второй неделе пребывания в Афганистане начали поступать задания по оперативной поддержке сухопутных войск, которые в тот период вели тяжёлые бои с моджахедами в провинции Фаракх, 120 км южнее Шинданда. В отличие от скоростных МиГ-21, МиГ-23 и Су-17, штурмовики Су-25 действовали в горах на малой высоте, что существенно повышало эффективность их применения. Причем, если ранее полёты с бомбовой нагрузкой 4000 кг не производились, то в боевых условиях такая необходимость появилась: Т-8-1Д брал восемь бомб по 500 кг.

Сразу по окончании государственных испытаний, 4 февраля 1981 года, специально для отправки в Афганистан была сформирована 200-я отдельная штурмовая авиаэскадрилья Су-25 (командир — подполковник А. Афанасьев). 18-19 июня 1981 года эта часть перебазировалась в Шинданд и вскоре начала боевую работу. Именно там за Су-25 закрепилось название «Грач», а рисунок птицы украсил нос самолёта.

Длительное время для подготовки пилотов Су-25 не было специализированного самолёта. В начале применялись спарки Су-17УМЗ, так как системы вооружения самолетов во многом похожи. Однако лётные и взлётно-посадочные характеристики Су-25 и Су-17УМЗ настолько различны, что в дальнейшем подготовку лётчиков-штурмовиков проводили на самолетах L-39.

[klod]

Особенности строения
По своей аэродинамической компоновке штурмовик Су-25 — самолёт, выполненный по нормальной аэродинамической схеме, с высоко расположенным крылом.

Аэродинамическая компоновка самолёта настроена на получение оптимальных характеристик на дозвуковых скоростях полёта.

Крыло самолета имеет трапециевидную форму в плане, с углом стреловидности по передней кромке 20 градусов, с постоянной относительной толщиной профиля по размаху крыла. Крыло самолёта имеет площадь плановой проекции 30,1 м2. Угол поперечного V крыла составляет — 2,5 градуса.

Нагрузка на крыло выбрана из условий обеспечения полёта у земли в условиях турбулентной атмосферы на скоростях вплоть до максимальной скорости полёта.

Так как исходя из условий полёта в турбулентной атмосфере нагрузка на крыло достаточно высока, то для обеспечения высокого уровня взлётно-посадочных и манёвренных характеристик необходима эффективная механизация крыла. Для этих целей на самолёте реализована механизация крыла, состоящая из выдвижных предкрылков и двухщелевых трехсекционных (маневр-взлёт-посадка) закрылков.

Приращение момента от выпущенной механизации крыла парируется перестановкой горизонтального оперения.

Установка на концах крыла контейнеров (гондол), в хвостовых частях которых расположены расщепляющиеся щитки, позволила увеличить величину максимального аэродинамического качества. Для этого оптимизирована форма поперечных сечений контейнеров и место их установки относительно крыла. Продольные сечения контейнеров представляют собой аэродинамический профиль, а поперечные сечения — овальные с уплотненной верхней и нижней поверхностями. Испытания в аэродинамических трубах подтвердили расчеты аэродинамиков на получение при установке контейнеров более высоких значений максимального аэродинамического качества.

Тормозные щитки, установленные в крыльевых контейнерах, удовлетворяют всем стандартным требованиям к ним — увеличению сопротивления самолёта не менее чем вдвое, при этом их выпуск не приводит к перебалансировке самолёта и уменьшению его несущих свойств. Тормозные щитки выполнены расщепляющимися, что позволило увеличить их эффективность на 60 %.

На самолёте применен фюзеляж с боковыми нерегулируемыми воздухозаборниками с косым входом. Фонарь с плоским лобовиком плавно переходит в гаргрот, расположенный на верхней поверхности фюзеляжа. Гаргрот в хвостовой части фюзеляжа сливается с хвостовой балкой, разделяющей гондолы двигателей. Хвостовая балка — платформа для установки горизонтального оперения с рулем высоты и однокилевого вертикального оперения с рулем направления. Хвостовая балка заканчивается контейнером парашютно-тормозной установки (ПТУ).

Аэродинамическая компоновка штурмовика Су-25 обеспечивает:

получение высокого аэродинамического качества в крейсерском полёте и больших коэффициентов подъемной силы на режимах взлёта и посадки, а также на маневрировании;
благоприятное протекание зависимости продольного момента по углу атаки, что препятствует выходу на большие закритические углы атаки и, тем самым, повышает безопасность полёта;
высокие маневренные характеристики при атаке наземных целей;
приемлемые характеристики продольной устойчивости и управляемости на всех режимах полёта;
установившийся режим пикирования с углом 30 градусов при скорости 700 км/час.
Высокий уровень аэродинамического качества и несущих свойств обеспечили возможность возвращения самолёта с большими повреждениями на аэродром.

Фюзеляж самолёта имеет эллипсовидное сечение, выполнен по схеме полумонокок. Конструкция фюзеляжа сборно-клепанная, с каркасом, состоящим из продольного силового набора — лонжеронов, балок, стрингеров и поперечного силового набора — шпангоутов. Технологически фюзеляж разделяется на следующие основные части:

головную часть фюзеляжа с откидным носком, откидной частью фонаря, створками передней опоры шасси;
среднюю часть фюзеляжа со створками главных опор шасси (к средней части фюзеляжа крепятся воздухозаборники и консоли крыла);
хвостовую часть фюзеляжа, к которой крепятся вертикальное и горизонтальное оперение.
Контейнер тормозного парашюта представляет собой законцовку хвостовой части фюзеляжа. Эксплутационных разъемов фюзеляж самолёта не имеет.

В конструктивно-компоновочном плане головную часть самолёта можно разделить на следующие отсеки:

носовую часть фюзеляжа, расположенную перед кабиной и представляющую из себя негерметичный водозащищенный отсек радиоэлектронного оборудования, имеющую сборно-клепаную конструкцию и неразъемный стык с кабиной. Для обеспечения доступа к радиоэлектронному оборудованию, размещенному в отсеке, на боковых поверхностях носовой части фюзеляжа выполнены быстросъемные люки, а в передней части откидной носок, который откидывается вверх, а в закрытом виде фиксируется с помощи направляющих штырей и замков;
кабину с фонарем лётчика, изготовленную из титановых плит, сваренных между собой. В стенках кабины имеются отверстия для прохода коммуникаций и гнезда для такелажных узлов. На полу кабины установлена поперечная балка, воспринимающая нагрузку от узлов крепления подкоса передней опоры шасси. На задней стенке кабины установлены направляющие рельсы кресла. В кабине установлены приборные доски и пульты, органы управления самолётом и двигателем, катапультное кресло лётчика. На левом борту самолёта установлена откидная подножка, ниша которой имеет коробчатое сечение. Кабина выполнена негерметичной, пылезащищенной с избыточным давлением 0,03-0,05 атмосфер. Плиты авиационной титановой брони, из которых сварена кабина, имеют толщину от 10 до 24 мм. Потери избыточного давления в кабине сведены до минимума за счет герметизации швов и стыков, уплотнения выходов тяг и трубопроводов; ненадувного уплотняющего шланга по всему периметру разъема на откидной части фонаря;
фонарь лётчика состоит из неподвижной передней и откидной частей. Откидная часть фонаря крепится на фюзеляже с помощью замков, жестко закрепленных на подфонарной раме и на левом боковом профиле откидной части. Закрытие-открытие фонаря производится вручную. Подвижная часть откидывается при эксплуатации вправо. При аварийном сбросе фонарь откидывается назад.
негерметичный подкабинный отсек, расположенный между 4-м и 7-м шпангоутами, в котором установлена авиационная пушка калибра 30 мм с патронным ящиком, системой сбора звеньев и выброса стрелянных гильз и размещена встроенная лебедка для подъёма и опускания патронного ящика. Пушка установлена на силовой балке, прикрепленной к полу кабины и к передней консольной балке;
нишу передней опоры шасси, расположенную частично в подкабинном отсеке и частично в закабинном. Нишу окантовывают бимсы. Снизу ниша закрывается двумя створками. Для защиты радиоэлектронного оборудования, расположенного в закабинном отсеке, в нише колеса установлен защитный кожух, выполненный съемным для облегчения доступа к оборудованию;
закабинный отсек, расположенный между кабиной (шпангоут 7) и передним топливным баком (шпангоут 11), представляет собой пылевлагозащищенный отсек радиоэлектронного оборудования. Для обеспечения доступа к оборудованию на верхней и боковых поверхностях головной части фюзеляжа имеются быстросъемные люки. На левом борту в нише закабинного отсека расположена встроенная откидная трехсекционная стремянка, предназначенная для входа в кабину и подъема на центральную часть фюзеляжа и крыло без использования неземных средств.
Средняя часть фюзеляжа в конструктивно-компоновочном плане делится на следующие отсекам:

передний топливный бак, собранный из клепанных (за исключением нижней — фрезерованной) панелей, расположен между 11-м и 18-м шпангоутами. Для доступа внутрь бака на боковой поверхности имеется люк. В верхней части топливного бака имеется дополнительная надстройка, на верхней поверхности которой расположены агрегаты топливной системы, в том числе заливная горловина;
расходный топливный бак расположенный между 18-м и 21-м шпангоутами. В нижней панели бака выполнен люк для обеспечения доступа внутрь бака. Крышка люка выполнена из бронеплиты. В задней стенке бака расположен круглый технологический люк;
центроплан, установленный сверху, в средней части фюзеляжа, служит для крепления консолей крыла. Центроплан представляет из себя топливный бак-отсек, часть расходного бака. Состоит из верхней и нижней фрезерованных панелей, соединенных между собой нервьюрами и передней и задней стенками и технологическими люками в них.
Консоли крыла крепятся к центроплану при помощи фланцевого стыка по контуру силовых нервюр;
ниши главных опор шасси, расположенные под передним топливным баком (между 12-м и 18-м шпангоутами) слева и справа от плоскости симметрии фюзеляжа. Верхняя часть ниши главных опор ограничена воздушными каналами. Ниша каждой главной опоры шасси закрыта тремя створками;
негерметичный, водозащитный гаргрот, расположенный в верхней части фюзеляжа над передним топливным баком и центропланом между 11 и 20 шпангоутами. Гаргрот служит для размещения трубопроводов дренажа и наддува баков топливной системы, жесткой проводки системы управления самолетом и других коммуникаций. Гаргрот разделен двумя продольными стенками на три секции — центральную и две боковые;
воздушные каналы, проходящие через среднюю часть фюзеляжа от воздухозаборников к мотоотсекам двигателей. Воздушные канады проложены в фюзеляже с зазором относительно топливных баков и опираются на шпангоуты фюзеляжа.
Хвостовая часть фюзеляжа конструктивно-компоновочно делится на следующие отсеки:

хвостовую балку-платформу для установки вертикального и горизонтального оперения. Силовой каркас балки образован поперечным набором шпангоутов и продольным набором верхних, средних и нижних лонжеронов и стрингеров. Хвостовая балка состоит из отсеков, в которых размещено оборудование самолетных систем и систем двигательной установки, а также силовой привод перестановки стабилизатора и контейнер тормозных парашютов. Негерметичный, водозащищенный отсек оборудования расположен в хвостовой балке между 21-м и 35-м шпангоутами. Верхняя секция обшивки хвостовой балки перед килем выполнена в виде съемных крышек люков. На нижней поверхности балки также находятся люки с откидными крышками на замках или болтах. По бортам балки имеются съемные люки для подхода к узлам подвески двигателей. Узлы навески вертикального оперения и стабилизатора установлены на силовых шпангоутах балки. На боковых поверхностях хвостовой балки установлены обтекатели (зализы) гондол двигателей;
две негерметичные мотогондолы двигателей, расположенные по бортам хвостовой балки фюзеляжа. Каждая мотогондола состоит из несъемной части, состыкованной с хвостовой балкой фюзеляжа, и съемной части — хвостового кока. На силовых шпангоутах мотогондол установлены узлы крепления двигателей. Внутренними стенками мотогондол служат боковые стенки хвостовой балки фюзеляжа. нижняя поверхность несъемных частей мотогондолы состоит из переднего и заднего откидных капотов, обеспечивающих доступ к двигателю. На мотогондолах имеется ряд эксплуатационных люков. На верхней поверхности каждой мотогондолы установлено по одному воздухозаборнику охлаждения двигательного отсека.
На штурмовике Су-25 установлено свободнонесущее, высокомеханизированное крыло малой стреловидности и большого удлинения.

Крыло состоит их двух консолей, соединенных с центропланом, составляющим одно целое в фюзеляжем. Крыло выполнено по кессонной схеме, поэтому силовую основу каждой консоли составляет кессон, к которому крепятся носовая и хвостовая части консоли. На торцах консолей установлены гондолы с тормозными щитками.

Кессон крыла воспринимает все внешние нагрузки и передает их на центроплан. Кессон крепится к центроплану болтами посредством фланцевого стыка по контуру бортовой нервюры.

Кессон состоит из переднего и заднего лонжеронов, верхней и нижней панелей и нервюр. Внутренняя часть кессона, ограниченная лонжеронами и нервюрами, выполнена герметичной и является топливным баком-отсеком.

На каждой консоли крыла установлено по пять точек подвески вооружения. Основные передние узлы точек подвески установлены по силовым нервюрам на переднем лонжероне со стороны кессона. Из пяти держателей, установленных на каждой консоли крыла, четыре взаимозаменяемых держателя типа БДЗ-25, обеспечивающих пременение всех видов бомбардировочного, ракетного и артиллерийского вооружения, и подвесных топливных баков; один пилон-держатель, предназначенный для установки пускового устройства АПУ-60 для управляемых ракет класса «воздух-воздух» Р-60. Все держатели крепятся к крылу при помощи шкворневых соединений.

В носовой части крыла расположены тяги управления элеронами, система управления предкрылками, жгуты системы управления вооружением, идущие к держателям, электропроводка. Силовой набор носовой части состоит из носков, верхней и нижней обшивок. Часть носков выполнена силовыми, и на них установлены опорные элементы, по которым скользят рельсы предкрылков при их выдвижении и уборке.

Хвостовая часть консоли расположена между кессоном и задней стенкой. В хвостовой части расположены выходные патрубки трубопроводов топливной системы, трубопроводы и агрегаты гидравлической системы управления закрылками, тормозными щитками, бустера управления элеронами. В хвостовой части по осям гидроцилиндров управления закрылками установлены обтекатели гидроцилиндров, состоящие из двух частей: неподвижной, закрепленной на нижней части консоли, и подвижной, закрепленной на гидроцилиндре управления закрылком. Силовой набор хвостовой части состоит из диафрагм, верхней и нежней обшивок, В хвостовой части расположены кронштейны навески закрылков и элеронов.

На конце каждой консоли крыла установлены гондолы с тормозными щитками. Тормозные щитки расположены в хвостовой части гондолы и являются ее естественным продолжением. верхние и нижние основные щитки кинематически связаны между собой и открываются вверх и вниз на одинаковый угол, равный 55 градусам. Привод щитков гидравлический. Верхний и нижний основные щитки имеют дополнительные щитки, которые кинематически связаны с каркасом гондолы. При отклонении основных щитков одновременно отклоняются и дополнительные, и, при максимальном угле открытия основных щитков, равном 55 градусам, дополнительные щитки отклоняются на угол 90 градусов относительно наружной плоскости основных щитков. Площадь тормозных щитков составляет 1, 2 кв.м.

Крепление гондол к крылу осуществляется контурным угольником по верхней и нижней панелям кессона крыла и фитингами со стенками лонжеронов.

На нижней поверхности гондол установлены фары, а на боковой поверхности с внешней стороны — бортовые аэронавигационные огни и разъемы наземного переговорного устройства. На гондолы устанавливаются также противобликовые щитки, предназначенные для защиты кабины от засветки фарами.

На каждой консоли крыла установлен пятисекционный предкрылок, двухсекционный закрылок и элерон.

Предкрылок установлен по всему размаху консоли. каждая секция предкрылка имеет по два рельса дл навески на носовую часть консоли. Управление предкрылком обеспечивается двумя приводами. В корневой части третьей секции предкрылка имеется ступенька по теоретическому контуру, образующая «зуб» по передней кромке предкрылка. Конструкция предкрылка состоит из диафрагм, в том числе силовых, по которым крепятся рельсы, в верхней и нижней обшивок. Секции предкрылка соединяются между собой штырями. Угол отклонения на маневре — 6 градусов, на взлете и посадке — 12 градусов.

Обе секции закрылка каждой консоли двухщелевые, сдвижные, с дефлектором. Внутренние и внешние секции закрылка попарно взаимозаменяемы. Закрылки установлены на кронштейнах хвостовой части крыла на стальных ползунах и на роликах-ловителях.

Силовой набор каждой секции закрылка состоит из лонжерона, двух силовых рельсовых нервюр, силовой преводной нервюры, диафрагм, верхней и нежней обшивок. Все секции закрылков взаимозаменяемы.

Над любой частью закрылка закреплен неподвижно связанный с ним дефлектор. Предкрылки и закрылки трехпозиционные, имеют положения: полетное, маневренное и взлетно-посадочное. Угол отклонения закрылка на маневре — 10 градусов, на взлете и посадке — 40 градусов.

Элерон крыла расположен в концевой части крыла. Элерон имеет три узла навески и осевую компенсацию.

Силовой набор элерона состоит из лонжерона, передней стенки, набора носков и нервюр, верхней и нежней обшивок, лобовиков и балансирами и хвостового профиля. Балансиры прикреплены к передней стенке элерона. Угла отклонения элерона +/- 23 градуса.

Горизонтальное оперение самолёта Су-25 состоит их двух консолей стабилизатора и центроплана, составляющих единое целое. Стабилизатор имеет три установочных положения и управляется с помощью привода. Стабилизатор навешивается двумя узлами на силовой шпангоут хвостовой балки, имеет поперечное V, равное +5 градусов.

Продольный набор стабилизатора состоит из двух неразъемных лонжеронов, передних стенок, стрингеров, поперечный набор — из нормальных и силовых нервюр. На силовых нервюрах установлены узлы навески стабилизатора и его привода. К переднему лонжерону стабилизатора крепятся несъемные лобовики. Руль высоты состоит из двух раздельных половин, связанных между собой карданным валом. На каждой половине руля высоты установлен бустер, а на правой половине дополнительно установлен триммер.

Руль высоты имеет аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Каждая половина руля высоты навешивается на стабилизатор по трем узлам.

Триммер и бустера также имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку.

Вертикальное оперение самолёта состоит из киля, руля направления и демпфера рыскания.

Киль состоит из центральной силовой части, лобовика и радиопрозрачной законцоки. Продольный набор центральной силовой части киля состоит из трех лонжеронов, передней стенки и стрингеров, поперечный набор — из нервюр, в том числе силовой бортовой нервюры и замыкающей концевой нервюры по стыку с радиопрозрачной законцовкой. Киль крепится к фюзеляжу по трем силовым шпангоутам. Лобовик киля съёмный и крепится на болтах к передней стенке силовой части.

В верхней части киля ниже радиопрозрачной законцовки установлен хвостовой аэронавигационный огонь. в киле установлены блоки регистрации полетных параметров системы «Тестер». В основании киля установлены воздухозаборники системы охлаждения генераторов.

Руль направления имеет аэродинамическую и весовую компенсацию, навешивается на киль на трех узлах. На руле направления расположен триммер и кинематический сервокомпенсатор. На задней кромке руля направления установлены балансировочные пластины.

Конструктивно руль направления состоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля.

Демпфер рыскания — верхняя часть руля направления — имеет аэродинамическую и весовую балансировку, навешивается на киль на двух шарнирных опорах. Демпфер рыскания состоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля.

На самолёте Су-25 установлены нерегулируемые боковые воздухозаборники с косыми овальными входами, представляющие собой передние части воздушных каналов двигателей.

Для уменьшения потерь полного давления на входе в компрессор двигателя при работе на месте и при малых скоростях полёта, воздухозаборники имеют скругленные входные кромки.

Между бортами фюзеляжа и воздухозаборниками расположены дозвуковые клинья слива пограничного слоя, накопившегося на поверхности фюзеляжа, и имеющие ширину 60 мм. Для улучшения работы воздухозаборника на больших углах атаки, плоскость входа воздухозаборника скошена при виде сбоку на 7 градусов. Воздухозаборники имеют сборно-клепанную конструкцию. Носок воздухозаборника имеет продольные диафрагмы для увеличения жесткости конструкции на входе воздушного канала. Внутренняя обшивка воздухозаборника подкреплена кольцевыми шпангоутами, воспринимающими нагрузку разрежения и давления в воздушном канале.

В верхней части каждого воздухозаборника, над воздушным каналом расположены отсеки самолётного оборудования. Доступ к которым обеспечивается через съемные люки. На верхней поверхности правого воздухозаборники установлен заборник воздухо-воздушного радиатора системы кондиционирования.

Шасси самолёта выполнено по трехопорной схеме с носовым колесом. Главные опоры шасси расположены под средней частью фюзеляжа и убираются в ниши фюзеляжа движением вперед-против полёта и к плоскости симметрии самолёта.

Передняя опора движением назад по полёту убирается в нишу, расположенную частично в подкабинном и частично в закабинном отсеках. Передняя опора шасси смещена относительно оси симметрии самолёта, что обусловлено ее совместным размещением со встроенной пушечной установкой в подкабинном отсеке.

Ниши главных и передней опор закрываются створками. Створки имеют кинематические приводы закрытия на земле и в полёте. На главных опорах шасси установлено по одному тормозному колесу типа КТ-136Д с широкопрофильными пневматиками 840х360 мм. На передней опоре шасси установлено нетормозное колесо типа КН-21 с пневматикам 660х200 мм.

Рычажная подвеска колес основных и передней опор обеспечивает амортизацию шасси от вертикальных и боковых сил. В выпущенном положении основные опоры самолёта фиксируются замками звеньев складывающихся подкосов.

Для улучшения маневренности самолёта при движении по земле применена система поворота колеса передней опоры с управлением из кабины.

Управление поворотом колеса передней опоры осуществляется отклонением педалей, связанных механическим приводом с золотниковой головкой гидравлического механизма поворота колес. Амортизация шасси пневмогидравлическая. Выпуск и уборка шасси производится от гидросистемы.

Для защиты воздухозаборников от попадания в них посторонних предметов при взлёте, посадке и рулении самолёта по взлётно-посадочной полосе на переднюю опору шасси установлен грязезащитный щиток.

Еще одним штатным средством торможения, предназначенным для сокращения длины пробега самолёта при посадке и прерванном взлёте является парашютно-тормозная установка.

Контейнер ПТУ является законцовкой хвостовой балки фюзеляжа, в котором размещен вытяжной парашют с пружинным механизмом, второй вытяжной парашют. двухкупольный тормозной парашют типа ПТК-25 с куполами крестообразной формы с площадью по 25 квадратных метра каждый и соединительное звено.

Контейнер парашютно-тормозной установки крепится по периметру к силовому шпангоуту хвостовой балки и имеет внешне конусообразную формы, образованную наружной обшивкой. Внутренняя обшивка образует цилиндр, в котором установлена ПТУ. Створка ПТУ представляет собой шаровой сегмент, который перед выпуском парашютов отклоняется вверх.

В систему управления самолётом входит управление рулем направления (ножное управление), управление элеронами и рулями высоты, управление триммерами, управление стабилизатором (ручное управление).

Для уменьшения усилий на ручке управления самолетом в поперечном канале установлен бустер. Для снятия усилий с ручки управления в системе управления рулем высоты и элеронами установлены механизмы триммерного эффекта с дистанционным электрическим управлением.

Нагрузки от элеронов на ручку управления не передаются; гидроусилители, включенные в систему управления по необратимой схеме, полностью воспринимают шарнирные моменты, возникающие от аэродинамических нагрузок на ручке управления в системе управления элеронами установлен пружинный загрузочный механизм, который изменяет усилия на ручке управления в зависимости от углов отклонения элеронов.

Триммер установлен также и на руле направления.

На самолёте установлены два взаимозаменяемых бесфорсажных турбореактивных двигателя Р-95Ш, с нерегулируемым соплом с нижерасположенной коробкой приводов, с автономным электрическим запуском.

Двигатели размещены в мотоотсеках по обеим сторонам хвостовой балки самолёта.

Воздух в двигатели подается по двум цилиндрическим воздушным каналам с овальными дозвуковыми нерегулируемыми воздухозаборниками.

Передний торец двигателя стыкуется с воздушным каналом через резиновый уплотнительный жгут.

Двигатель самолёта имеет нерегулируемое сужающееся сопло, расположенное в хвостовой части мотогондолы так, что его срез совпадает со срезом мотогондолы. Между внешней поверхностью сопла и внутренней поверхностью мотогондолы имеется кольцевой зазор для выхода воздуха, продуваемого через мотоотсек. Вследствие отрицательного влияния струи двигателя Р-95Ш на горизонтальное оперение угол излома сопла был отклонен вниз на 2 градуса.

Двигатели крепятся к силовым шпангоутам мотогондолы в двух поясях: переднем и заднем. Передний пояс крепления состоит из трех узлов — двух боковых, регулируемых по длине тяг, и верхней цапфы-штыря. Тяги воспринимают вертикальные усилия, а штырь — тягу двигателя и боковые нагрузки. Задний пояс крепления состоит из трех узлов: двух регулируемых по длине боковых тяг, воспринимающих вертикальные усилия, и верхней горизонтальной тяги, воспринимающей боковые нагрузки.

[klod]

ну и самое интересное об этой птичке:

Боевое применение
Гражданская война в Анголе (1975—2002). ВВС Анголы получили небольшое количество Су-25 в конце 1980-х годов и применяли их против подразделений УНИТА на протяжении 1990-х годов.
Афганская война (1979—1989). Весной 1980 года четыре Су-25 проходили в Афганистане боевую оценку, показав полное превосходство над своими конкурентами Як-38. С середины 1981 года в Афганской войне принимала участие одна эскадрилья Су-25, в 1984 году увеличенная до авиаполка. Боевые действия выявили высокую живучесть и манёвренность штурмовика. Относительно невысокая скорость полёта позволяла ему наносить очень точные удары, чего были лишены истребители-бомбардировщики. В Афганистане Су-25 получил своё прозвище «Грач», став самым известным самолётом этой войны. После появления у моджахедов ПЗРК «Стингер» в 1987 году штурмовик подвергся модернизации с целью увеличения живучести. Согласно опубликованным данным, всего за девять лет было потеряно 23 штурмовика Су-25, что является очень низкой цифрой с учётом интенсивности применения самолёта. Однако исследователь Виктор Марковский, подробно изучавший воздушную войну в Афганистане, полагает, что названная цифра потерь требует уточнения [1].

Одним из пилотов «Грачей» в Афганистане был Александр Руцкой, будущий вице-президент Российской Федерации. За время участия в боевых действиях он дважды был сбит — в 1986 году огнём с земли и в 1988 году пакистанским истребителем F-16.
Ирано-иракская война (1980—1988). Штурмовики поступили на вооружение ВВС Ирака во второй половине 1980-х годов. По одним данным, они применялись в войне очень интенсивно [2], по другим — выполнили буквально несколько боевых вылетов [3]. Об эффективности их применения и возможных потерях ничего не известно.
Война в Персидском заливе (1991). Иракские Су-25 не совершали боевых вылетов в ходе этой войны, но понесли боевые потери. Семь самолётов перелетели в Иран, где были включены в состав местных ВВС, ещё два были сбиты американскими истребителями F-15 во время попытки перелёта [4]. Возможно, какое-то число Су-25 было уничтожено на земле.
Гражданская война в Таджикистане (1992—1997). В ходе конфликта действовали Су-25 ВВС России и Узбекистана.
Абхазская война (1992—1993). Грузия применяла в войне свои Су-25. Несколько самолётов было сбито абхазской ПВО. По требующим проверки данным, штурмовики ВВС России в ходе боевых действий наносили удары по грузинским позициям [5].
Карабахская война (1991—1994). Су-25 стал первым боевым самолётом, принявшим участие в Карабахской войне. В апреле 1992 года пилот ВВС России азербайджанского происхождения Вагиф Курбанов угнал свой штурмовик в Азербайджан и совершал на нём боевые вылеты, пока не был сбит [6]. Позднее Азербайджан получил ещё несколько самолётов. К концу войны своими Су-25 располагала и Армения. Сообщалась о потерях самолётов обеих сторон.
Первая чеченская война (1994—1996). Су-25 был основным боевым самолётом, использовавшимся ВВС России в боевых действиях в Чечне. В самом начале боевых действий штурмовики этого типа уничтожили на земле всю чеченскую авиацию. Наиболее интенсивно Су-25 действовали зимой и весной 1995 года; в дальнейшем авиация применялась эпизодически в силу характера войны после июньского перемирия. Штурмовики вновь подтвердили свою высокую эффективность. Боевые потери составили 4 самолёта [7].
Война в Конго (1997—2002). 8 штурмовиков были закуплены Демократической Республикой Конго в 1999 году. Из-за отсутствия в национальных ВВС подготовленных лётчиков все боевые вылеты совершались наёмниками из России, Украины и Белоруссии [8].
Эфиопо-эритрейский конфликт (1998—2000). Обе стороны располагали Су-25 к началу третьего раунда боевых действий (май—июнь 2000 года). Отмечено применение эфиопскими штурмовиками управляемых ракет Х-25 и Х-29.
Вторая чеченская война. Как и в первой войне, Су-25 активно использовались для оказания непосредственной авиационной поддержки наземным подразделениям федеральных сил и совершали вылеты на «свободную охоту». Интенсивность действий авиации резко снизилась после завершения основной фазы боевых действий весной 2000 года. К середине 2001 года было потеряно 6 штурмовиков [9].
Конфликт в Македонии (2001). Непосредственно в ходе боевых действий ВВС Македонии получили из Украины несколько Су-25 и использовали их для ударов по позициям албанских боевиков.

[klod]

Су-34
Концепция универсального самолёта, объединившего в себе противоречивые требования высокой маневренности и скорости с одной стороны, и большой боевой нагрузки и дальности полёта с другой, могла быть реализована только на основе применения новейших достижений аэродинамики и авиационной технологии, а также на базе разработки перспективных образцов оборудования и вооружения. К решению этой сложной задачи в середине 80-х годов приступил коллектив ОКБ им. П. О. Сухого, незадолго до этого передавший в серийное производство сверхзвуковой одноместный истребитель-перехватчик Су-27.

Работы по созданию новой ударной машины четвёртого поколения, разрабатывавшейся под шифром Т-10В (впоследствии самолёту присвоили официальное наименование Су-27ИБ, т.е. "истребитель-бомбардировщик"), возглавил генеральный конструктор М. П. Симонов, а главным конструктором машины был назначен Р. Г. Мартиросов, под непосредственным руководством которого было проведено проектирование самолета. Создание нового радиоэлектронного оборудования, которое должно было составить основу системы управления вооружением Т-10В. было поручено НПО "Ленинец" (г. Санкт-Петербург), которое возглавлял Генеральный конструктор Г. Н. Громов. Авиационное вооружение для нового истребителя-бомбардировщика проектировало несколько предприятий - МКБ "Вымпел" (Генеральный конструктор Г. А Соколовский). ОКБ "Звезда" (главный конструктор Г. И. Хохлов) и МКБ "Радуга" (генеральный конструктор И. С Селезнев).

Работы по теме Т-10В велись на базе незавершенного постройкой палубного учебно-тренировочного самолёта Т-10КМ-2 с расположением сидений инструктора и обучаемого пилота рядом. Разработчикам стало очевидно, что самолет с такой компоновкой двухместной кабины имеет значительные резервы для расширения области его применения (в качестве бомбардировщика, разведчика, заправщика, постановщика помех и т д.). ВВС также проявили заинтересованность в двухместном ударном самолёте, предназначенном для замены постепенно устаревающего фронтового бомбардировщика Су-24М.

Самолёт Т-10В значительно отличался от базового варианта Су-27 (Т-10С). В конструкцию внесли ряд принципиальных изменений:

увеличили мидель носовой части фюзеляжа;
полностью перекомпоновали кабину экипажа, вход в которую осуществлялся через нишу передней опоры шасси;
применили новый фонарь;
корневые наплывы крыла продлили вперёд, на них установили консоли дестабилизатора:
переднюю опору шасси перенесли вперёд, изменили схему её уборки и систему створок ниши:
изменили конструкцию воздухозаборников;
сняли подфюзеляжные кили:
увеличили число точек подвески вооружения.
Первый лётный прототип истребителя-бомбардировщика Т-10В-1 был создан путём переоборудования серийного учебно-боевого Су-27УБ. На НАПО им. В. П. Чкалова в Новосибирске изготовили новую носовую секцию фюзеляжа с бронированной кабиной экипажа, которую затем установили на модернизированный планер "спарки".

Из-за рядного расположения экипажа носовая часть в сечении имела не круглую, а сплющенную форму с острыми боковыми кромками, плавно переходящими в наплывы перед консолями переднего горизонтального оперения Передняя стоика шасси имела совершенно иную конструкцию из-за принципиально измененной компоновки кабины экипажа и того что вход в кабину осуществлялся не сверху через открытый фонарь а снизу через большой люк в нише стоики и дверь в задней стенке кабины В связи с возросшим весом головной части фюзеляжа опора шасси имела два колеса Существенному изменению подверглись воздухозаборники, сделанные нерегулируемыми (высокая максимальная скорость на большой высоте не имела особого значения для истребителя-бомбардировщика, работающего преимущественно у земли) Замене подверглись также двигатели и мотогондолы.

На Т-10В для защиты членов экипажа применили кабину из титановой брони Был также бронирован и расходный топливныи бак. Испытания новой кабины на обстрел показал ее полную надежность "Лишняя" масса брони самолета Т-10В составила 1480 кг.

Впервые опытный экземпляр Су-27ИБ (Т-10В-1 синий бортовой номер "42") поднял в воздух с аэродрома ЛИИ 13 апреля 1990 года один из лучших пилотов фирмы, Заслуженный летчик-испытатель СССР Анатолий Иванов Машина проходила летные испытания в 1990-1991 годах.

Большинство новых конструктивных уз лов и систем самолета долгое время отрабатывалось в ОКБ на различных стендах На одном из них например был установлен планер истребителя Су 27 оборудованный выдвижным контейнером тормозного парашюта Надежность срабатывания парашютной системы торможения испытывали под набегающим потоком воздуха Особого внимания к себе потребовала система аварийного покидания, которая даже после установки ее на опытную машину нуждалась в доработке, по сравнению с системой спасения экипажа бомбардировщика Су-24М время катапультирования пилотов на Су-27ИБ сократилось почти в три раза.

Впервые Су-27ИБ был показан публично 13 февраля 1992 года на выставке в Мачулищах (под Минском) в тот период, когда в столице Беларуси собирались главы государств СНГ в том числе и Президент России Борис Ельцин Организаторы выставки рассчитывали, что показав Президенту новую перспективную технику, удастся добиться финансирования продолжения опытно-конструкторских работ, а также постройки предсерийных образцов Представители Министерства обороны и Министерства авиационной промышленности надеялись также в перспективе получить заказы на серийный выпуск новейших самолетов в том числе и Су-27ИБ.

Однако мир узнал о новом советском самолете несколько ранее. Летом 1990 г опытный Су-27ИБ (Т-10В-1) был ненадолго перебазирован на аэродром Новофедоровка (вблизи г. Саки), где располагался испытательный центр авиации ВМФ СССР Странное на первый взгляд решение объяснялось достаточно просто Находящийся в это время на отдыхе в Крыму Президент Советского Союза М С Горбачев знакомился с новой техникой принимавшей участие в учениях Черноморского Флота Посетил он и тяжелый авианесущий крейсер "Адмирал Флота Советского Союза Кузнецов", который вышел на заводские ходовые испытания после очередной достройки Руководство ОКБ им Сухого решило вместе с палубными самолетами продемонстрировать Президенту и новейший фронтовой истребитель-бомбардировщик Летчики-испытатели мастерски выполнили на Су-27ИБ имитацию захода на посадку над палубой крейсера Находившийся на корабле корреспондент агентства ИТАР-ТАСС А Кремко сфотографировал подлетающий к палубе самолет, после чего снимок был распространен по многочисленным каналам агентства Подпись под фотоснимком была довольно забавной "Посадка на палубу ТАКР "Тбилиси". Так появился первый официальный снимок Су-27ИБ.

После этого стала распространяться ложная информация (выгодная ОКБ) что проходы новой двухместной машины над кораблем осуществлялись для изучения условий захода на посадку палубных самолетов Таким образом для Запада была создана иллюзия отработки нового типа учебного палубного самолета, и тем самым на некоторое время удалось отвлечь внимание западных разведывательных служб от создания нового ударного комплекса Но неожиданно секрет очень быстро раскрылся опубликованные после выставки в Мачулищах тем же агентством ИТАР ТАСС фотоснимки Су-27ИБ с полным набором вооружения не оставляли сомнений в предназначении самолета Так первой зимой 1992 года мир узнал о появлении в России нового типа ударного истребителя-бомбардировщика.

После Мачулищ Су-27ИБ был продемонстрирован в полете несколько раз в Жуковском (на авиасалонах в 1992 и 1993 г) Пилотировали машину заслуженный летчик-испытатель Евгений Ревунов и штурман-испытатель 2-го класса Евгений Донченко "ИБ" прошел в одном строю рядом с двумя Су-27П/ПУ из группы Анатолия Квочура, имитируя дозаправку от танкера Ил-78М Затем экипаж, выполнив ряд фигур высшего пилотажа продемонстрировал великолепные летные качества самолета Этот показ позволил опубликовать в прессе целый ряд фотоснимков давших возможность обозревателям достаточно хорошо оценить машину.

18 декабря 1993 года состоялся первый полет предсерийного варианта Су-27ИБ получившего название Су-34 (синий бортовой номер "43"). По сути, это был второй опытный самолет, но уже в серийной конфигурации (машина имела заводской шифр Т-10В-2). Истребитель-бомбардировщик предназначался для поражения точечных сильнозащищенных целей в любых погодных условиях, днем и ночью, а также для круглосуточного поиска, обнаружения классификации и уничтожения надводных и подводных целей в любых метеоусловиях при наличии активного радиоэлектронного противодействия Выполнение боевой задачи обеспечивалось установкой на борту совершенного радиоэлектронного оборудования, включавшего многофункциональную РЛС с повышенной разрешающей способностью, обладавшей возможностью "видеть" даже малоразмерные наземные цели и обеспечивать их поражение с высокой точностью.

Благодаря применению интегральной компоновки и новейших материалов в конструкции (в том числе композиционных, титана и т д ), а также отказу от таких "лишних" агрегатов как механизм поворота крыла, эта машина стала способна нести увеличенную по сравнению с Су 24 боевую нагрузку при одновременном увеличении дальности полета и сохранении хороших взлетно-посадочных качеств.

Чисто внешне Су-34 отличался от своего прототипа Су-27ИБ незначительно, однако конструкция претерпела ряд изменений Контейнер тормозного парашюта, который на Су-27 и его модификациях располагался в хвостовой балке, перенесли немного вперед и выполнили выдвижным на посадке Таким образом, в хвостовой балке Су 34 освободили место для полезной нагрузки Кроме того, ее значительно удлинили Наличие в ней большого радиопрозрачного обтекателя позволяло предположить что разработчик намерен установить радиолокационную станцию заднего обзора которая могла бы не только предупреждать экипаж об атаке противника, но и управлять пуском ракет класса "воздух-воздух" (в частности РВВ-АЕ) способных поражать не только самолеты но и управляемые ракеты противника (ни один зарубежный ударный самолет в настоящее время не располагает подобными возможностями).

Передняя опора шасси также имела два колеса На Су-27ИБ основные опоры шасси были сделаны по аналогии с истребителем Су-27 Су-34 же имел совершенно иную конструкцию основных опор Вместо одного колеса большего диаметра конструкторы применили пару колес меньшего диаметра, но увеличенных по ширине и расположенных друг за другом (по типу МиГ-31) по одной продольной оси без сдвига Применение такой конструкции основных опор было вызвано большим весом боевой нагрузки, который сказывается на посадке при остаточном запасе вооружения Такая тележка шасси способствовала эксплуатации самолета и с грунтовых полос при облегченной боевой нагрузке.

Полеты на большие расстояния и длительное время нахождения в воздухе всегда утомительны для экипажа Конструкторы Су-34 учли это и сделали почти невозможное - двухместную кабину пилотов Су-34 (как и Су-27ИБ) удачно скомпоновали не только для боевой работы, но и для отдыха членов экипажа в полете, впервые для такого класса ударных самолетов реализовав концепцию комфортной кабины Она получилась настолько просторной, что во время показа Су-27ИБ Генеральным конструктором М П Симоновым командованию ВВС и ВМФ главком ВВС генерал-полковник П.С. Дейнекин шутливо заметил "Она больше, чем на стратегическом бомбардировщике Ту-160".

В НПО "Звезда" под руководством Г И Северина создали вариант катапультного кресла К-36ДМ, в спинку которого вмонтировали электромассажер За кабиной экипажа находился небольшой отсек, где можно было разогреть пищу а также воспользоваться другими удобствами, отсутствовавшими на других фронтовых бомбардировщиках Компоновка кабины позволяла членам экипажа поочередно покидать рабочие кресла и занимать в закабинном отсеке вертикальное положение в полный пост для отдыха Расстояние между креслами пилота и штурмана достаточно для того чтобы кто-либо из членов экипажа мог лечь в проходе между сидениями и при необходимости отдохнуть лежа До высоты 10000 м в кабине Су-34 (как и на Су 27ИБ) автоматически поддерживались условия, соответствующие высоте полета 2400 м Это позволяло экипажу работать без кислородных масок На бор ту установили и мощную систему кондиционирования воздуха Все это обеспечивало высокую работоспособность летчиков в длительном, продолжительностью до 10 часов полете, еще более увеличивая боевой потенциал Су-34.

Доступ летчиков в кабину истребителя-бомбардировщика как и на прототипе также был упрощен и осуществлялся по трапу через нишу передней стоики шасси.

Создателями Су-34 был учтен опыт боевого применения авиации на малых высотах Как и на Су-27ИБ кабину экипажа выполнили (впервые в мировой практике на машинах данного класса) в виде единой броневой капсулы Аналогичную за щиту имели и другие жизненно важные агрегаты самолета, в частности расход ныи топливный бак и двигатели Все это в сочетании со средствами защиты, реализованными еще на самолете Су 27 обеспечивало Су-34 высокую боевую живу честь в маловысотном полете над территорией противника, насыщенной средствами ПВО.

В закабинном отсеке разместили также основное бортовое радиоэлектронное оборудование а также патронный ящик с боекомплектом пушки ГШ-301 В средней части фюзеляжа расположили интегральные топливные баки с пористым заполнителем а под фюзеляжем по оси симметрии между мотогондолами тандемно разместили два узла подвески противокорабельных ракет или другого тяжелого вооружения класса "воздух-поверхность".

Самолет оснастили цифровой электро-дистанционной системой управления, системой активной безопасности, системой демпфирования продольных колебаний самолета при полете в турбулентной атмосфере Система активной безопасности позволяла выполнять фигуры высшего пилотажа на максимальной скорости у земли (1380 км/ч) следовать рельефу местности преодолевать систему ПВО противника Имелся в ней и режим приведения к горизонту и выведения из штопора.

Система, выполненная с использованием элементов искусственного интеллекта, автоматически контролировала физическое состояние и действия лётчиков, работу бортовых систем и остаток топлива, обеспечивала автоматическое возвращение на аэродром и заход на посадку.

Наличие на самолёте системы активной безопасности наряду с новейшими компьютерами позволило создать дополнительные возможности лётчику и штурману вести прицельное бомбометание, маневрировать под огнём противника.

На Су-34. как и на Су-27ИБ, применили стандартную систему дозаправки топливом в воздухе(аналогичную применённой на Су-27К, Су-ЗО и Су-35). За счёт размещения большого количества топлива в удачно скомпонованном планере Су-34 мог непрерывно лететь на дальность до 4000 км. а с дозаправкой в воздухе - на дальность до 7000 км. Воздушная заправка топливом могла осуществляться от другого Су-34 или Су-24М, оснащённого системой УПАЗ. Новый самолёт по сравнению с другими типами ударных машин значительно лучше оказался приспособлен к быстрой переброске в район, расположенный на большом расстоянии от места постоянного базирования.

Некоторые элементы Су-34 выполнили с учётом технологии Stealth. Например, основной радиопрозрачный обтекатель радара имел острые боковые кромки, плавно переходящие в наплыв ПГО. Таким образом уменьшалась степень отражения излучения РЛС противника при неизменно хорошей аэродинамике. Кроме того, машина имела уменьшенную поверхность отражения радиолокационных лучей по сравнению с другими самолётами данного класса. Я рко выраженная интегральная компоновка планера сочеталась с радикально изменённой, сплюснутой формой носовой части. Это, а также радиопоглощающие покрытия и материалы, смогли сделать Су-34 значительно менее заметным на экранах РЛС, чем такие машины, как Су-24, F-111 и F-15E. Отсутствие подфюзеляжных килей также снизило отражающую поверхность самолёта. По утверждению представителей ОКБ им. П. О. Сухого, при полёте на малой высоте Су-34 будет иметь такую же степень радиолокационной заметности, как и современная крылатая ракета.

Другим элементом, повышающим боевую живучесть Су-34, стало наличие у штурмана-оператора второго управления.

Отличная аэродинамика, огромная ёмкость внутренних топливных баков, обусловленная интегральной компоновкой самолёта, высокоэкономичные двухконтур-ные двигатели с цифровой системой управления, система дозаправки в воздухе, а также подвеска дополнительных топливных баков позволяли Су-34 покрывать большие расстояния, приближающиеся к дальностям полёта средних стратегических бомбардировщиков (Ту-16, Ту-22 и Ту-22М).

Су-34 имел принципиально новую бортовую компьютерную систему и другое радиоэлектронное оборудование, которое многократно дублировалось и могло в автоматическом запрограммированном режиме выводить самолёт в указанный район с большой точностью.

Истребитель-бомбардировщик оснастили навигационным комплексом, включавшим инерциальную систему, средства радионавигации и спутниковое навигационное оборудование. В кабине установили многофункциональные цветные индикаторы на электронно-лучевых трубках, а также индикаторы на лобовом стекле (ИЛС). У лётчиков имелись и нашлемные прицелы, позволявшие осуществлять целеуказание управляемым ракетам (в частности, Х-29Т) при помощи "взгляда", что значительно уменьшало время реакции оружия (это особенно важно в маловысотном полёте). РЛС могла обнаруживать и определять местоположение воздушных целей (в том числе и малоразмерных) на дальностях до 250 км.

По словам Генерального конструктора ОКБ Сухого М.П. Симонова, комплекс бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО), установленный на Су-34, предназначался для выполнения противолодочных операций, ведения разведки, определения минных полей и борьбы с надводными кораблями противника. РЛС самолёта гарантировала обнаружение надводных целей с эффективной площадью рассеивания более 3000 м2 и след подводной лодки на удалении в 150 км (с большой высоты). Комплекс оборудования мог быть использован и для решения поисковых и спасательных задач, а также мониторинга окружающей среды над морем.

БРЭО самолёта имело расширенную номенклатуру вычислительных средств спроектированных в виде автономных информационных модулей. Они состояли из вычислительных блоков большой ЭВМ "Аргон" и специальным образом запрограммированных процессоров, объединённых мультиплексными шинами передачи данных. Все информационные модули управлялись сдвоенной центральной вычислительной системой, которая полностью координировала их работу, обеспечивала обмен данными и предоставление экипажу информации в ходе выполнения полётного задания.

Специалисты ОКБ стремились обеспечить высокую надёжность комплекса БРЭО за счёт использования модульных принципов построения систем, а также резервирования программного обеспечения и элементов оборудования. По словам Главного конструктора Су-34 Ролана Мартиросова, боевое задание этот самолёт может успешно выполнить даже при частичных отказах в некоторых информационных модулях.

При морском патрулировании основные задачи истребителя-бомбардировщика будут выполнятся с помощью РЛС, радиогидроакустических буев (РГАБ). инфракрасной системы и лазерного дальномера. Обнаружение цели будет вестись главным образом, с помощью радара и акустических сигналов, ретранслируемых РГАБ. В некоторых случаях возможно и оптическое (телевизионное) обнаружение цели.

Для обнаружения подводных лодок могут использоваться 72 РГАБ. включая несколько пассивных пеленгаторов, работающих в широком диапазоне частот, активные РГАБ-пеленгаторы и средства взрывного генерирования гидроакустических волн. По словам представителей ОКБ, характеристики РГАБ, которые возможно сбрасывать с Су-34, превосходят характеристики американских радиобуев SSQ-53B, SSQ-77A и SSQ-75.

Датчик магнитных аномалий может использоваться совместно с РГАБ для обнаружения подводных лодок на основе измерений местных параметров магнитного поля Земли. РЛС обеспечивает обнаружение малоразмерных целей (например, перископов подводных лодок), а также контроль работы РГАБ.

По словам Генерального конструктора ОКБ М П Симонова, характеристики РЛС Су-34 превзошли характеристики аналогичной американской РЛС AN/APS 137 на 25-30% Возможности Су-34 по обнаружению целей увеличились за счет использования двух независимых систем - инфракрасной и телевизионной Эти системы могли использоваться как раздельно, так и совместно в зависимости от погодных условий и времени суток.

Бортовая система радиотехнической разведки большую часть времени работает в режиме "ожидания" В случае перехвата сигналов о наличии подводных лодок в зоне поиска или за горизонтом система способна обнаруживать, идентифицировать и определять направление на подводную лодку противника по ее работающему радиооборудованию.

Истребитель-бомбардировщик стал способен нести на внешней подвеске две сверхзвуковые противокорабельные управляемые ракеты типа ASM-MSS весом по 4000 кг дальностью полета 250 км и скоростью, соответствующей М=3, или три новейшие ПКР "Альфа" весом по 1500 кг с дальностью полета до 300 км и скоростью в диапазоне чисел М=2,2-3,0 Общий вес боевой нагрузки Су-34 на внешних узлах мог составлять 8000 кг Наряду с увеличенной боевой нагрузкой Су-34 имел и более широкий по сравнению с Су-24 ассортимент оружия, применяемого на дальностях до 250 км Вооружение включало встроенную одноствольную 30-миллиметровую пушку ГШ-301, высокоточные самонаводящиеся и корректируемые ракеты и бомбы, управляемые ракеты класса "воздух-воздух" средней дальности РВВ-АЕ и ракеты малой дальности Р-73.

При поиске надводных целей могут быть использованы все поисково-прицельные системы Су-34, что в сочетании с применением дальних управляемых ракет позволяет самолету оставаться на максимально возможном удалении от средств противовоздушной обороны противника.

Летно-тактические характеристики истребителя-бомбардировщика незначительно снизились по сравнению с базовым истребительным вариантом Максимальная взлетная масса составил около 45000 кг, а нормальная - около 42000 кг Как и в истребительных вариантах Су-27, максимальная скорость на уровне моря ограничивалась величиной 1400 км/ч, а на большой высоте - числом М=1,8.

Первый полет "тридцать четвертого", выполненный с аэродрома новосибирского авиационного завода продолжался довольно долго - 52 минуты Машину подняли в воздух летчики-испытатели ОКБ Игорь Вотинцев и Евгений Ревунов В первом вылете самолетом сопровождения служил бомбардировщик Су-24, управляемый экипажем в составе летчиков-испытателей завода Е Н Рудакаса и А И Гайворонского Т-10В-2 построенный на серийном заводе, стал головным самолетом опытной партии машин этого типа 3 марта 1994 года Е Г Ревунов и И Е Соловьев выполнили на Т-10В-2 беспосадочный перелет из Новосибирска в Жуковский (на аэродром ЛИИ).

Ровно через год после первого, 28 декабря 1994 года, с аэродрома Новосибирского авиазавода поднялся в воздух второй летный, а по сути - первый серийный Су-34 (Т-10В-5), позднее, после покраски, получивший белый контурный бортовой номер "45" Полет выполнил экипаж, состоявший из заводского летчика Е Н Рудакаса и пилота ОКБ Е Г Ревунова По традиции новую машину в первом вылете сопровождал "ветеран" завода - Су-24 (летчики И Е Соловьев и Р Асадулин) В начале июня 1995 года самолет перелетел на аэродром ЛИИ для его подготовки к участию в международном авиасалоне в Ле Бурже. Он был окрашен в яркие цвета морской волны, а на борту появился дополнительный белый выставочный номер "349". За несколько дней до отлёта в Париж самолёт демонстрировался в воздухе Генеральному конструктору М. П. Симонову и сопровождавшим его лицам. В конце полета случилось непредвиденное - перед посадкой вышла только передняя опора шасси, остальные - "застряли". Экипаж, быстро сориентировавшись, вместо посадки прошёл на малой высоте над полосой и перевел машину в крутой левый вираж. Видимо, от перегрузки основные опоры шасси удалось "вытряхнуть", и самолёт успешно приземлился. Радости Генерального конструктора, экипажа и всех присутствовавших при показе не было предела. Удалось не только сохранить дорогостоящую машину, но и не сорвать её демонстрацию на престижном авиасалоне.

Это был 18-й по счёту полёт Т-10В-5. После приземления некоторые элементы основных стоек просто "висели" из ниш, будучи сорваными при "выталкивании" шасси. "Суховцам" пришлось срочно из Новосибирска привезти новые детали опор (из имевшегося задела) и смонтировать их на самолёте. Су-34 всё же удалось перегнать в Ле Бурже, где он экспонировался под экспортным названием Су-32ФН лишь на стоянке. И это оказалось оправданным, т.к. на обратном пути из Франции опять случилась неполадка, но уже с другой системой. После промежуточной посадки в Праге машина всё же добралась до аэродрома ЛИИ без аварий. В августе того же года этот же экземпляр демонстрировался в наземной экспозиции МАКС-95 в Жуковском.

[klod]

СУ-34
По уже сложившейся традиции, ровно через год после облёта предыдущего экземпляра, 25 декабря 1996 года экипаж лётчиков-испытателей в составе Игоря Соловьева (ОКБ) и Евгения Рудакаса (НАПО) поднял в воздух третий лётный Су-34 (Т-10В-4). В ходе 46-минутного полёта ещё непокрашенной машины лётчики провели первичную оценку устойчивости и управляемости самолёта, проверку работы его основных систем. По мнению экипажа, полёт прошёл отлично. От предыдущих экземпляров "пятерка" отличалась наличием на борту полного комплекта бортового радиоэлектронного оборудования, разработанного холдинговой компанией "Ленинец". В начале 1997 года начались её испытания. В июне этот экземпляр самолёта Су-34 (Су-32ФН) с белым контурным бортовым номером "44" (на конструкции планера нанесен заводской № 41606627000573) и белым выставочным номером "343", покрашенный в ядовито-зелёный (изумрудный) цвет, был показан на авиасалоне в Ле-Бурже. В нескольких полётах лётчик-испытатель Игорь Вотинцев продемонстрировал прекрасные лётные качества машины. 8 августа самолёт участвовал в авиашоу в Кубинке, а спустя 11 дней был выставлен на авиасалоне МАКС-97 в Жуковском, где Вотинцев демонстрировал его в полёте с подвешенными ракетами Х-31П.

В 1997 году завершили постройку ещё одного экземпляра Су-34 - Т-10В-6, получившего белый контурный бортовой номер "46".

В ноябре 1995 года закончили проведение статических испытаний самолетов. Сейчас лётные испытания продолжаются по специальной программе, поскольку нет необходимости проверять характеристики новой машины на некоторых режимах в связи с высокой степенью её унификации с базовым самолётом Су-27. В испытаниях Су-34 принимают участие лётчики-испытатели ОКБ И. В. Вотинцев, Е. Г. Ревунов и И. Е. Соловьёв.

В дни празднования 60-летия ОКБ Сухого в ПЛИЦ им. В. П. Чкалова в Ахтубинске пилоты фирмы и ВВС установили в процессе испытаний Су-34 несколько мировых авиационных рекордов. Первые четыре рекорда были установлены лётчиком-испытателем, шеф-пилотом ОКБ Игорем Вотинцевым и штурманом-испытателем Александром Гайворонским 28 июля 1999 года. Полная взлётная масса самолёта составляла 36160 кг, полезная бомбовая нагрузка - 5129 кг. Попутно в этом полёте были превышены ещё три мировых достижения.

Два новых рекорда установили 3 августа лётчик-испытатель ГЛИЦа полковник Вячеслав Петруша со штурманом Александром Ощепковым. Взлётная масса Су-34 на этот раз составила 34130 кг. С полезной ракетно-бомбовой нагрузкой 5 т они достигли высоты 15050 м. Кроме этого, лётчики подняли на высоту 2000 м максимальный груз, равный 5129 кг.

19 августа 1999 года, во время проведения 4-го международного авиакосмического салона МАКС-99, было установлено ещё три мировых рекорда. Один из них зафиксирован следующим образом: полезную ракетно-бомбовую нагрузку весом 2,3 т. самолёт поднял на высоту 16150 м. Ни один в мире реактивный самолёт со взлётной массой от 35 до 45 т. до этого не достигал такой высоты с указанной полезной нагрузкой. Рекордный полёт выполнили лётчик-испытатель Игорь Соловьев и штурман-испытатель Владимир Шендрик.

В конце 90-х годов в российской печати появилось сообщение, что НАПО в общей сложности уже построило семь экземпляров Су-34 (Су-32ФН). Но главной сенсацией стала информация о том, что на самолёте в будущем планируется установить двигатели нового поколения с управляемым вектором тяги АЛ-41Ф.

Если, несмотря на экономические трудности, переживаемые Россией, финансирование программы Су-34 (Су-32ФН) будет продолжаться и дальше, то в ближайшие несколько лет российские ВВС получат мощное боевое средство, обеспечивающее защиту сухопутных и морских рубежей страны с большей эффективностью и меньшими затратами, чем это делают состоящие в настоящее время на вооружении машины данного класса. В то же время Су-34 (Су-32ФН) имеет и хороший экспортный потенциал.

Самолётам Су-27ИБ и Су-34/Су-32ФН специальное кодовое обозначение НАТО не присваивалось.

Основные отличия самолета Су-34 от самолета Су-27:

полностью изменена конструкция головной части фюзеляжа, в которой оборудована двухместная кабина экипажа с размещением мест летчика и оператора системы управления вооружением по схеме "рядом"; вход в кабину осуществляется через люк в нише уборки передней опоры шасси; носовой радиопрозрачный обтекатель РЛС имеет эллиптическую форму с острыми боковыми кромками;

изменены обводы средней и хвостовой частей фюзеляжа, их конструкция усилена и обеспечивает большие внутренние объемы для размещения оборудования и топливных баков увеличенной емкости;

увеличены диаметр и длина центральной хвостовой балки, в которой размещается РЛС заднего обзора;

изменена форма наплывов крыла, на которых установлены консоли переднего горизонтального оперения;

усилена конструкция крыла; под крылом оборудованы две дополнительные точки подвески вооружения;

сняты подбалочные гребни;

изменена конструкция и схема уборки передней опоры шасси, ее стойка оснащается спаренными колесами;

изменена конструкция основных опор шасси, которые выполнены двухколесными с размещением колес по схеме "тандем";

введена система дозаправки топливом в полете с выпускаемой штангой, установленной слева перед кабиной экипажа.

воздухозаборники двигателей выполнены нерегулируемыми;

максимальная взлетная масса увеличена примерно до 45000 кг, внутренний запас топлива возрос примерно до 12000 кг, обеспечено применение 3 подвесных топливных баков большой емкости;

применен новый комплекс БРЭО, в состав которого входят многофункциональная БРЛС, оптико-электронная обзорно-прицельная система, радиолокатор заднего обзора, аппаратура навигации, радиосвязи, радиоэлектронного противодействия и другие системы. Он обеспечивает решение следующих задач: поиск, обнаружение и распознавание наземных и надводных объектов с выдачей целеуказания и прицеливанием в простых и сложных метеоусловиях; круглосуточное и всепогодное обнаружение, опознавание и определение координат самолетов и ракет противника с выдачей целеуказания системе наведения ракет "воздух-воздух" и в комплекс РЭП; круглосуточное и всепогодное обеспечение совместных групповых действий самолетов; противодействие радиоэлектронным средствам управления оружием систем ПВО, истребителям и ракетам противника; выдачу информации о параметрах полета, работе агрегатов и систем самолета, а также о тактической обстановке на многофункциональные индикаторы летчика и штурмана-оператора.

в состав управляемого вооружения класса "воздух-воздух" входят 6 ракет Р-27РЭ (ТЭ, Р, Т), 8 ракет РВВ-АЕ, 8 ракет Р-73; типовой вариант вооружения самолета при решении задач "воздух-воздух" вклюсает 6 ракет Р-27Э (или РВВ-АЕ) и 4 ракеты Р-73;

в номенклатуру вооружения включены управляемые средства поражения наземных целей: 6 ракет общего назначения Х-29Т, Х-29Л, Х-25МЛ, С-25ЛД или корректируемых бомб КАБ-500Кр и КАБ-500Л, 3 ракеты средней дальности Х-59М или корректируемые бомбы КАБ-1500ТК, 6 противокорабельных ракет Х-31А или Х-35У, 6 противорадиолокационных ракет Х-31П и т.п.

для поражения наземных целей самолет может также оснащаться неуправляемым вооружением общей массой до 8000 кг, размещаемым на 12 точках подвески, часть из которых оборудуется многопозиционными балочными держателями: 3 бомбами калибра 1500 кг, 16 бомбами калибра 500 кг, 36 бомбами калибра 250 кг, 48 бомбами калибра 100 кг, 8 контейнерами КМГУ, 120 ракетами С-8 (в 6 блоках Б-8М1), 30 ракетами С-13 (в 6 блоках Б-13Л) или 6 ракетами С-25.

Техническое описание.

Планер Су-34 выполнен по схеме "интегральный продольный триплан" и имеет ярко выраженную интегральную компоновку. Крыло, интегрально сопряжённое с фюзеляжем, трапециевидное и имеет стреловидность по передней кромке 42°. ПГО выполнено цельноповоротным. Стабилизатор - дифференциально отклоняемый. По сравнению с Су-27 практически без изменения сохранена форма консольных частей крыла и хвостового оперения, однако крыльевые наплывы продлены до имеющей эллипсовидное сечение носовой части фюзеляжа. Носовая часть удлинена для установки антенны БРЛС. Носовой обтекатель самолета имеет сплющенную форму с развитыми боковыми наплывами и заостренными кромками. Внутри обтекателя размещается РЛС с малоразмерной антенной. Подфюзеляжных гребней не имеет.

Кабина двухместная, закрытая, герметичная. Выполнена в виде сварной титановой броневой капсулы с толщиной стенок до 17 мм. Остекление - так же бронированное. Кабина оснащёна системой отопления и кондиционирования воздуха. Рабочие места экипажа размещены рядом, одно возле другого, "плечом к плечу", что значительно снижает их утомляемость и улучшает взаимодействие. Слева находится лётчик, справа - штурман оператор. Вход осуществляется через носовую нишу шасси по откидному трапу. Члены экипажа располагаются в катапультных креслах К-36ДМ с улучшенной эргономикой. Катапультирование возможно на всех режимах (включая стоянку и руление). Кабина сделана просторной и комфортной. В длительном полёте можно поспать в проходе между креслами, встать за креслами в полный рост. Имеется в наличии санузел и микроволновая печь для горячего питания экипажа.

Шасси: На самолете применено новое тележечное шасси с тандемным расположением колес на основных опорах, обеспечивающее самолету хорошую проходимость по плохо подготовленным аэродромам (а следовательно, и боевую "выживаемость", в условиях, когда капитальные ВПП будут выведены из строя, как это случилось, к примеру, в Ираке в 1991 г., и авиацию придётся рассредотачивать на полевых аэродромах). Передняя стойка шасси полурычажного типа усилена и оснащена двумя колесами. Основные опоры убираются по направлению полета в ниши центроплана с разворотом тележек.

В хвостовой части фюзеляжа, между двигателями расположен отсек с радиоэлектронным оборудованием, что заставило конструкторов перенести контейнер тормозного парашюта с хвостового конуса на верхнюю часть фюзеляжа, сделав его выдвижным, "клавишного" типа.

Силовая установка и топливная система

Силовая установка самолета включает два двухконтурных турбореактивных двигателя с форсажными камерами АЛ-31Ф или их модификации. На серийных самолетах Су-34 могут применяться более мощные и экономичные модификации АЛ-31Ф, известные в печати под названиями АЛ-31ФМ и АЛ-35Ф и располагающие тягой, по разным данным, от 12800 до 14000 кгс (соответственно 125.6 и 137.3 кН). Имеется ВСУ.

Топливная система включает: три бака в фюзеляже, один - в центроплане и два - в консолях крыла (по другим данным - четыре бака увеличенного объема (три - в фюзеляже и центроплане и один - в консолях крыла); насосы подкачки и перекачки топлива; топливомерно-расходомерную аппаратуру. Возможна установка сбрасываемых подвесных топливных баков ёмкостью по 3000 л.

Имеется система дозаправки топливом в полете методом "шланг - конус" (прием топлива может осуществляться с "танкеров" Ил-78 и Ил-78М, однотипного самолета Су-34, а также бомбардировщика Су-24М, оснащенных подвесным агрегатом УПАЗ). Убирающаяся топливоприемная штанга размещается в левом фюзеляжном наплыве в головной части фюзеляжа перед кабиной. Имеется две фары ночной заправки.

Бортовое оборудование и системы

Пилотажно-навигационный комплекс включает инерциальную навигационную систему, скомплексированную с приемником спутниковой навигационной системы, а также средства радионавигации. Для управления самолетом используется цифровая многоканальная СДУ. Система автоматически отслеживает текущие значения угла атаки и перегрузки, в автоматическом режиме управляет положением ПГО, обеспечивая гашение колебаний самолета в плоскости тангажа. Система активной безопасности, внедренная на бомбардировщике, автоматически предотвращает выход на недопустимые полетные режимы и столкновение с землей при маловысотном полете. Имеется режим приведения к горизонту и выведения из штопора. Система, выполненная с использованием элементов искусственного интеллекта, автоматически контролирует физическое состояние и действия летчиков, работу бортовых систем и остаток топлива, а также обеспечивает автоматическое возвращение на аэродром и заход на посадку.

Самолет оснащен комплексом БРЭО, обеспечивающим решение боевых задач во всем диапазоне условий применения с высокой степенью автоматизации. Структура комплекса - раздельно-интегральная. Все информационные системы скомпонованы как автономное оборудование, в состав которого входят вычислительные блоки, базирующиеся на ЦВМ большой мощности "Аргон", а также ряд специально программируемых процессоров. Все блоки управляются центральной компьютерной системой, которая полностью координирует работу, обмен данными и оказывает интеллектуальную помощь экипажу самолета при решении боевых задач.

Модульная конструкция всего комплекса, дублирование программного обеспечения и оборудования, а также одновременная работа всех информационных систем делают возможным решение боевой задачи при частичном выходе из строя и даже отказе некоторых информационных систем. Модульная конструкция позволяет легко изменять состав комплекса за счет введения при необходимости новых информационных систем.

Установленная на борту самолета многорежимная БРЛС с фазированной антенной решеткой позволяет обнаруживать малоразмерные наземные цели, осуществляя одновременное сопровождение "на проходе" несколько воздушных целей. Дальность обнаружения воздушных целей - 200-250 км.

Бомбардировщик оснащен также БРЛС заднего обзора, которая не только предупреждает экипаж об атаке противника, но и обеспечивает управление ракетами класса "воздух - воздух" в задней полусфере.

Возможности самолета по обнаружению и атаке малоразмерных целей повышаются за счет использования двухканальной телевизионной и тепловизионной системы, совмещенной с лазерным дальномером-целеуказателем. Каналы могут работать как совместно, так и раздельно в зависимости от погодных условий и времени суток.

Центральная вычислительная управляющая система включает рабочее место штурмана-оператора, центральный компьютер и мультиплексную шину передачи данных. На рабочем месте штурмана-оператора установлены два многофункциональных цветных индикатора на ЭЛТ с панелью на жидких кристаллах. На дисплеях индицируется обработанная информация: от систем - буквенно-цифровая, от компьютера - в виде символов.

Индикаторы позволяют микшировать изображения в режиме "большой картинки", когда на одном экране выдается одновременная информация от различных систем.

Бортовая цифровая ЭВМ использует системамы "искусственного интеллекта" и "искусственной безопасности".

Для морского варианта самолета (его экспортная модификация известна как Су-32ФН) применен комплекс радиоэлектронного оборудования, модернизированный для решения дополнительных задач и обеспечивающий ведение разведки, наблюдение за поверхностью моря, поиск подводных лодок, обнаружение мин и борьбу с надводными кораблями противника.

При борьбе с подводными лодками (ПЛ) комплекс БРЭО может осуществлять поиск целей при получении предварительного целеуказания от других средств, в том числе космических. Все поисково-прицельные операции реализуются в автоматическом режиме. Интеллектуальная система помощи экипажу обеспечивает непрерывность выполнения боевой задачи без вмешательства оператора, а также позволяет реализовать несколько вариантов ее решения.

Основными средствами обнаружения ПЛ на борту самолета Су-32ФН являются БРЛС в комплексе с радиогидроакустическими буями (РГАБ), а также датчик магнитных аномалий, размещенный в хвостовой балке. Самолет способен брать на борт до 72 РГАБ, в состав которых входит несколько пассивных пеленгаторов, работающих в широком диапазоне частот, активные РГАБ и средства взрывного генерирования волн.

Вооружение.

Встроенная пушка ГШ-301 (30-мм, 1800 выстрелов в минуту, боекомплект - 180 патронов). На 12 узлах внешней подвески (под фюзеляжем, мотогондолами и консолями крыла) может размещаться до 8000 кг разнообразного вооружения.

Комплекс ударного высокоточного вооружения обеспечивает поражение наземных (надводных) целей на дальности до 250 км. В его состав входят тактические крылатые ракеты Х-59М с телевизионным командным наведением (до трех КР), ракеты "воздух - поверхность" типа Х-29, Х-25М и С-25Л (до шести единиц), противокорабельные ракеты четырех типов с дальностью действия 250, 180 и 70 км, противорадиолокационные высокоскоростные ракеты типа Х-31 (до шести), до трех корректируемых авиационных бомб калибром 1500 кг или до шести калибром 500 кг, до четырех торпед. Под фюзеляжем может подвешиваться контейнер с 70 радиогидроакустическими буями.

"Неинтеллектуальное" оружие для поражения наземных целей аналогично вооружению самолета Су-27 и включает до шести блоков с НАР С-8 (120 ракет) или С-13 (30 НАР), а также до шести ракет С-25, до семи контейнеров малогабаритных грузов КМГУ, до 16 ФАБ-500, до 22 ФАБ-250 или до 34 ФАБ-100.

Ракетное вооружение "воздух - воздух" в целом аналогично вооружению других самолетов семейства Су-27. Оно включает до восьми ракет средней дальности с активным радиолокационным самонаведением РВВ-АЕ, до шести ракет средней дальности типа Р-27 или УР малой дальности с ТГС Р-73. На концевых частях крыла могут размещаться два контейнера с системой РЭБ. Под крылом и фюзеляжем подвешиваются три ПТБ по 3000 л каждый.

[klod]

Су-35

Су-35 (Су-27М) (Flanker-Е по классификации НАТО) — российский тяжёлый истребитель поколения 4+. Основное боевое применение — многоцелевой истребитель большого радиуса действия. Был принят на вооружение в России в 1994 г. Разработан в ОКБ Сухого как дальнейшее развитие Су-27. Главный конструктор Су-35 — Михаил Петрович Симонов

В первой половине 90-х годов ХХ века было выпущено 11 прототипов, впоследствии программа была приостановлена в пользу разработки Су-37. В 2005 году принято решение о её возобновлении, в 2006 возобновлено производство установочной партии обновлённых Су-35. Начало лётных испытаний первого образца новой партии было намечено на середину 2007 года[1], однако по объективным причинам, связанным с состоянием российской авиацинной промышленности, начать лётные испытания в намеченный срок не удалось. Обновленный самолет Су-35 был предствален на авиасалоне МАКС-2007 на статической стоянке.

[klod]

История создания
В самом начале 80-х гг., когда только ещё выходили на испытания первые истребители Су-27 серийной компоновки, возникла идея разработать на базе этого самолёта модификацию с более широкими боевыми возможностями. Су-27 изначально задумывался как истребитель-перехватчик авиации ПВО и военно-воздушных сил, лишённый каких-либо ударных функций. В дальнейшем был проработан вариант оснащения самолёта авиационными средствами поражения класса «воздух-поверхность» (авиабомбами и неуправляемыми ракетами), однако отсутствие в штатной системе управления вооружением Су-27 специализированных средств для обнаружения и распознавания наземных целей, а также относительно невысокая эффективность неуправляемого оружия привели к тому, что Су-27 так и остался «чистым» истребителем.


Предпосылки создания
Вместе с тем высокие лётные характеристики и, в первую очередь, большая дальность полёта, подтвержденные на испытаниях, позволяли рассчитывать на то, что после оснащения более совершенным оборудованием и новым вооружением (в том числе управляемыми ракетами класса «воздух-поверхность» и корректируемыми авиабомбами) «десятка» сможет стать единым многоцелевым истребителем Военно-Воздушных Сил Советского Союза, способным в равной мере эффективно решать задачи поражения воздушных и наземных целей.

Было ещё два важных обстоятельства, обусловивших необходимость разработки модифицированного варианта Су-27, получившего название Су-27М (заводской шифр — Т-10М). Во-первых, как уже говорилось выше, в 1982 г. было принято решение о прекращении доводки радиолокационной станции «Меч» со щелевой антенной решёткой и электронным сканированием луча в вертикальной плоскости, которая должна была обладать более высокими характеристиками, по сравнению с РЛС AN/APG-63 самолёта F-15A. Серийные Су-27 получили РЛС Н001 с антенной Кассегрейна — неплохой радиолокатор, но не имевший явных преимуществ перед APG-63. Тем временем в США был создан улучшенный вариант AN/APG-63 с программируемым процессором сигналов и более совершенным процессором радиолокационных данных (с 1983 г. такие РЛС устанавливались на серийные F-15C), а также развернулись работы по новой радиолокационной станции AN/APG-70 с ещё более высокими характеристиками для «двухцелевого» истребителя F-15E (с 1987 г. станции APG-70 устанавливались и на F-15C). Для восстановления «статуса-кво» модифицированный Су-27М предстояло оснастить новой РЛС с увеличенной дальностью действия, лучшей помехозащищенностью и дополнительными режимами работы «воздух-поверхность». Её разработка была поручена НИИП, при этом предполагалось использовать опыт, полученный специалистами института при создании РЛС «Меч», и последние достижения цифровой вычислительной техники.

Во-вторых, ещё в 1976 г. ВВС и ВМС США заказали разработку новой управляемой ракеты «воздух-воздух» средней дальности AMRAAM (Advanced Medium Range Air-to-Air Missile) с инерциально-корректируемой системой управления и активной радиолокационной головкой самонаведения (АРГС). Испытания такой ракеты, позднее получившей название AIM-120A, начались в 1984 г., а спустя 5 лет она поступила на вооружение истребителей F-15C/E, F-16C, F-18C и F-14D. Таким образом, в ракете AIM-120A был реализован принцип инерциально-корректируемого управления до захвата цели АРГС, примененный и на советских ракетах средней дальности с полуактивными радиолокационными и тепловыми головками самонаведения Р-27 и Р-27Э, входивших в систему вооружения истребителей 4-го поколения Су-27 и МиГ-29. Однако на AIM-120A, в отличие от Р-27, ИСУ была реализована в виде бесплатформенной инерциальной системы на базе БЦВМ и отдельного гироинерциального блока. Такое решение позволяло увеличить соотношение между дальностью пуска и дальностью захвата головкой самонаведения до 4-6, против 2.5 у ракеты Р-27.

Другим важным новым качеством AIM-120A, обусловленным использованием АРГС в сочетании с ИСУ, стала многоканальность, то есть возможность одновременного применения нескольких ракет с одного носителя по нескольким целям. Это свойство достигалось (как и принцип «пустил-забыл») за счет автономности системы наведения с активным радиолокационным самонаведением на конечном участке траектории. И, наконец, третьей особенностью ракеты AIM-120A было значительное (примерно на 30 % по сравнению с ракетой AIM-7F «Спэрроу») снижение стартовой массы, уменьшение диаметра корпуса и других внешних габаритов. Это позволяло разместить ракету на легком тактическом истребителе F-16, применение на котором достаточно крупных ракет средней дальности AIM-7F вызывало значительные трудности, и увеличить боекомплект таких ракет на более тяжелых самолетах F-15, F-18 и F-14, а также обеспечить их размещение во внутренних отсеках вооружения перспективных истребителей 5-го поколения, создававшихся по программе ATF.

Информация о программе AMRAAM в достаточно больших объемах поступала в СССР и тщательно анализировалась в ОКБ и институтах промышленности, в первую очередь, в НИИАС МАП. На основе полученных данных здесь были проведены сравнительные оценки эффективности новых советских и американских истребителей, в случае вооружения их ракетами средней дальности AIM-120A, AIM-7F, Р-27 и Р-27Э. В процессе этих исследований была показана настоятельная необходимость создания отечественной ракеты с АРГС: отсутствие такой ракеты приводило к тому, что самолёты Су-27 и МиГ-29 значительно уступали в дальнем ракетном воздушном бою американским истребителям F-15 и F-16, вооруженным ракетами AIM-120A. На основании этого советским правительством было принято решение о создании ракеты «воздух-воздух» средней дальности нового поколения с АРГС и ИСУ. Такая ракета, получившая в экспортном варианте обозначение РВВ-АЕ, должна была войти в состав вооружения модифицированных истребителей 4-го поколения Су-27М и МиГ-29М, а затем и других самолетов, в том числе и перспективных истребителей 5-го поколения.

Таким образом, к 1983 г. определился основной круг мероприятий, которые предстояло реализовать при разработке модифицированного истребителя Су-27М для обеспечения его превосходства над последними вариантами американских самолётов F-15 и F-16 и придания ему качеств многофункциональности. Главными из них должны были стать оснащение Су-27М новой радиолокационной системой управления РЛСУ-27, перспективными ракетами «воздух-воздух» средней дальности с АРГС и оружием для эффективного поражения наземных целей. Кроме того, истребитель предполагалось снабдить бортовым радиоэлектронным комплексом обороны (на Су-27 имелись лишь элементы такого комплекса) и модернизированным навигационным оборудованием. Должна была измениться и система кабинной индикации — большую часть прицельной и пилотажно-навигационной информации планировалось выводить на широкоформатные многофункциональные индикаторы на электронно-лучевых трубках и усовершенствованный коллиматорный индикатор на фоне лобового стекла.


[править] Последовательность событий
29 декабря 1983 г. было принято решение Комиссии Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросам о создании самолета Су-27М, в соответствии с которым коллектив МЗ им. П. О. Сухого приступил к разработке эскизного проекта модифицированного истребителя. Работы велись в бригаде истребителей отдела проектов ОКБ, возглавляемой М. А. Погосяном. Общее руководство программой осуществлял Генеральный конструктор М. Н. Симонов. На самолёте решено было реализовать ряд конструктивных усовершенствований, проходивших в середине 80-х гг. отработку на летающих лабораториях на базе Су-27 и Су-27УБ. В первую очередь, это касалось применения дополнительного переднего горизонтального оперения, испытанного на Т-1024, модифицированной системы дистанционного управления и системы дозаправки топливом в полете, опробованной на Т-10У-2. Кроме того, на Су-27М планировалось применить модификацию двигателей АЛ-31Ф с увеличенной до 13000 кгс тягой, а для дальнейшею увеличения дальности полета обеспечить использование подкрыльевых подвесных топливных баков емкостью по 2000 л.

Эскизный проект Су-27М был подготовлен в 1985 г. Наиболее существенные изменения произошли в бортовом радиоэлектронном оборудовании истребителя. Основными его компонентами стали: радиолокационная система управления (РЛСУ-27), оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс, комплекс радиоэлектронного противодействия, комплекс средств связи, а также ряд других систем (аппаратура приборного наведения, система дистанционного управления, ответчик госопознавания, системы контроля, регистрации, сигнализации и т. п.), причем во всех комплексах предусматривалось широкое применение цифровых вычислителей.

Оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс включал пилотажно-навигационный комплекс ПНК-10М, оптико-локационную станцию ОЛС-27К, нашлемную систему целеуказания «Щель-ЗУМ», систему управления оружием, измеритель угловых скоростей и линейных ускорений (ИУСЛУ) и цифровую вычислительную систему. ПНК-10М, с свою очередь состоял из цифрового вычислителя, системы воздушных сигналов СВС-2Ц-У, радиовысотомера РВ-21, системы предотвращения критических режимов (СПКР), радиотехнических систем дальней и ближней навигации А-723 и А-312, аппаратуры определения взаимных координат самолетов группы (ОВК) А-315, доплеровского измерителя скорости и утла сноса ШО-13А, автоматического радиокомпаса АРК-22, информационного комплекса вертикали и курса ИК-ВК-80, системы автоматического управления САУ-10М и т. д.

В состав бортового комплекса обороны были включены новая станция радиотехнической разведки, теплопеленгатор пуска ракет, автомат постановки пассивных помех АПП-50, станция активных радиоэлектронных помех «Сорбция» (в двух контейнерах на законцовках крыла) и устройство управления на базе БЦВМ. Предусматривалось на самолете и применение системы взаимно-групповой защиты с более мощной станцией помех в подвесных контейнерах. Типовой комплекс средств связи ТКС-2-27, также имевший цифровой вычислитель, включал КВ-радиостанцию Р-864Л, две УКВ-радиостанции Р-800Л и аппаратуру телекодовой связи, засекречивания переговоров и т. п.

Принципиально новым стало информационно-управляющее поле кабины лётчика: его основу составили три высококонтрастных многофункциональных монохромных телевизионных индикатора с кнопочным обрамлением и усовершенствованный индикатор на фоне лобового стекла. Традиционным электромеханическим приборам, число которых было значительно сокращено, отвели только дублирующие функции. Для того, чтобы пилот легче переносил перегрузки при маневрировании, катапультное кресло установили с увеличенным до 30° углом наклона спинки, при этом некоторое поднятие кресла вверх и смещение датчика ОЛС вправо от оси симметрии самолёта улучшили обзор из кабины.

На самолете Су-27М была обеспечена возможность подвески до 10 таких ракет. Получив УР типа РВВ-АЕ и новую БРЛС, обеспечивающую многоцелевой обстрел, «десятка» восстановила утраченные было преимущества в дальнем ракетном бою над американским истребителем F-15С, вооруженным ракетами AIM-120A.

Общее число ракет «воздух-воздух», принимаемых на борт модифицированным истребителем, возросло до 12 за счет организации двух дополнительных точек подвески под крылом. Помимо УР типа РВВ-АЕ, в состав вооружения Су-27М могли входить до 8 ракет типа Р-27 и Р-27Э с полуактивными радиолокационными и тепловыми головками самонаведения (а в перспективе -и АРГС) и до 6 ракет ближнего маневренного воздушного боя Р-73-Типовой вариант вооружения Су-27М при решении задач «воздух-воздух» включал 8 ракет средней дальности Р-27Э пли РВВ-АЕ и 4 ракеты ближнего боя Р-73. а также боекомплект встроенной пушки ГШ-301. Введение двух дополнительных точек подвески под крылом позволило сохранить максимальный боекомплект УР «воздух-воздух» самолета на уровне Су-27 (10 ракет) при установке на законцовках крыла контейнеров с аппаратурой РЭП.

Для решения боевых задач «воздух-поверхность» модифицированным истребитель мог оснащаться шестью самонаводящимися управляемыми ракетами Х-29Т с телевизионными ГСН, противорадиолокационными ракетами Х-31П с пассивными радиолокационными ГСП. противокорабельными ракетами Х-31Л с АРГС и корректируемыми бомбами КАБ-500Кр с телевизионно-корреляционными ГСН, а также неуправляемым оружием (бомбы, НАР и т. п.) общей массой до 8 т. На самолет можно было подвешивать 16 бомб ФАБ-5ООМ54 (по 4 бомбы на многозамковых балочных держателях), Зб бомб ФЛБ-250М54 и 48 бомб ОФАБ-100-120 (в обоих случаях — по 6 бомб на МБД), а также 12 бомб ФАБ-500М62, БетАБ-500Ш или зажигательных баков ЗБ-500Ш, 24 бомбы ФАБ-250М62, 8 контейнеров малых грузов КМГУ с авиабомбами и минами калибра 0.5-2.5 кг. Неуправляемое ракетное вооружение было представлено 120 ракетами С-8 калибра 80 мм (в 6 блоках Б-8М по 20 ракет в каждом), 30 ракетами С-13 калибра 122 мм (в 6 блоках Б-13Л по 5 ракет в каждом) и 6 ракетами С-25 калибра 266 мм, запускаемыми из одноразовых пусковых устройств ПУ-О-25. Расширение номенклатуры управляемых средств поражения наземных целей могло быть обеспечено при комплектации истребителя контейнерной оптико-электронной системой обзора и целеуказания. Изменение состава бортового радиоэлектронного оборудования п. в первую очередь, применение новой радиолокационной станции и РЛС заднего обзора потребовало существенно изменить конструкцию носовой части фюзеляжа и центральной хвостовой балки. Были скорректированы обводы отсека фюзеляжа перед кабиной лётчика, при этом носовой радиопрозрачный конус увеличенного диаметра стал выполняться не отклоняемым вверх, как на Су-27, а съёмным, а в носовом отсеке оборудования были предусмотрены дополнительные люки для доступа к блокам РЛС и ОЛС. В левой части носового отсека разместилась выдвижная штанга системы дозаправки топливом в полете, а визир ОЛС был смещен вправо от осп самолета. Штанга основного приемника воздушного давления была перенесена с радиопрозрачного конуса на боковую поверхность головной части фюзеляжа в зоне кабины летчика. Для размещения РЛС заднего обзора была увеличена длина и изменены обводы центральной хвостовой балки фюзеляжа, при этом контейнер тормозного парашюта был перенесен несколько вперед, к задней стенке топливного бака № 2, и выполнен поднимающимся.

Применение нового оборудования повлекло за собой увеличение массы пустого самолёта более чем на 1500 кг. При выполнении полетов с максимальной боевой нагрузкой или па максимальную дальность с полной заправкой внутренних баков и подвеской двух ПТБ взлетная масса истребителя могла достигать 34000 кг (у первых серийных Су-27 максимальная взлетная масса составляла 28000 кг), в связи с чем было проведено усиление шасси и конструкции самолета в целом. На передней опоре шасси со стойкой полурычажного типа вместо одного колеса размерами 680x260 мм была установлена спарка не тормозных колес размерами 620x180 мм.

В 1987 г. в опытном производстве МЗ им ПО.Сухого приступили к сборке первого экземпляра модифицированного истребителя — Т-10М-1. Для его изготовления был использован один из серийных Су-27 производства КнААПО (№ 16-40 выпуска 1986 г.). Работы возглавлял Генеральный конструктор М. П. Симонов, руководителем темы Су-27М вначале являлся главный конструктор (и руководитель темы Су-27) Л. И. Кнышен, а затем — Николай Федорович Никитин, в дальнейшем — главный конструктор (в 1996 г., после перехода Н. Ф. Никитина на работу в АВПК «Сухой», главным конструктором и руководителем темы Су-27М и его модификаций был назначен Владимир Сергеевич Конохов). Первый полёт на Т-10М-1, получившем бортовой № 701, выполнил 28 июня 1988 г. ведущий лётчик-испытатель ОКБ Олег Григорьевич Цой. Спустя полгода, 18 января 1989 г., к испытаниям присоединилась вторая опытная машина (Т-10М-2), также переоборудованная из серийного Су-27, а на заводе в Комсомольске-на-Амуре началась подготовка к выпуску установочной партии модифицированных истребителей.

В ходе освоения производства самолета на КнААПО в его конструкцию был внесен ряд изменении, направленных, в первую очередь, на увеличение дальности полёта. Для этого машину оснастили новыми консолями крыла с увеличенными по размаху баками-отсеками (функцию внешней стенки бака стала выполнять не 9-я, а 13-я нервюра отъемной части крыла) и новыми килями увеличенной площади, высоты и толщины, внутри которых также были организованы интегральные топливные баки-отсеки. И результате внутренний запас топлива возрос на 850 кг и достиг 10250 кг (более 500 кг дополнительного кер юли удалось разместить в крыле и почти 300 кг — в килях).

Первый вылет на головном серийном истребителе, получившем бортовой № 703 и шифр ОКБ Т-10М-3, состоялся 1 апреля 1992 г. В сентябре того же года эта машина, получившая новое название Су-35 и оснащенная контейнером системы тепловизионного обзора и лазерного целеуказания TIALD британской фирмы «Ферранти», была впервые показана на международной авиационной выставке в Фарнборо (Великобритания). Под спустя, в августе 1993 г., Су-35 с № 703 демонстрировал пилотаж на Первом международном авиакосмическом салоне МАКС-93 в подмосковном Жуковском. «Гвоздем программы» стало выполнение на Су-35 маневра «хук» («крюк») — динамического выхода на сверхбольшие углы атаки на вираже. Возможностью осуществления этой фигуры высшего пилотажа, имеющей, как и «кобра», большую тактическую ценность, Су-35 был обязан, в частности, переднему горизонтальному оперению, значительно расширившему манёвренные возможности истребителя.

Помимо Т-10М-1 и Т1(Ж-2, на базе серийного Су-27 был подготовлен еще один опытный самолёт по программе Су-27М — Т-10М-6 (бортовой № 706). Как и первые два прототипа, 70б-й имел штатное для серийных Су-27 вертикальное оперение и шасси с одноколесной передней опорой. Эти машины предназначались для испытаний модифицированной системы дистанционного управления и другого оборудования будущих Су-35. В 1992 г. на самолётах этого типа начались испытания новой РЛС Н011 со щелевой антенной. В феврале 1992 г. Т-10М-6 был представлен главам оборонных ведомств стран СНГ на выставке авиационной техники на аэродроме Мачулищи в Белоруссии. Во второй половине 90-х гг., после завершения всей возложенной на него программы испытаний, первый опытный экземпляр самолёта с бортовым № 701 был передан в экспозицию Музея ВВС в Монино.

К 1995 г. на КнААПО и в опытном производстве «ОКБ Сухого» было изготовлено, в общей сложности, 12 экземпляров самолета Су-35, получивших бортовые номера с 701 по 712. Эталоном для серийных самолетов послужил Т-10М-8 (№ 708), за которым в 1993—1994 гг. последовали Т-10М-9 (№ 709) и Т-10М-10(№ 710). Экземпляры Т-10М-11 (№ 711) и Т-10М-12 (№ 712), построенные и 1994—1995 гг., решено было использовать для испытаний модернизированной радиолокационной системы управления и нового оборудования кабины лётчика, выполненного на основе многофункциональных цветных жидкокристаллических дисплеев.

Вооружение самолета подразделяется на стрелково-пушечное, управляемое ракетное класса "воздух-воздух", управляемое ракетное класса "воздух-поверхность", неуправляемое ракетное и бомбардировочное. Стрелково-пушечное вооружение представлено встроенной автоматической скорострельной одноствольной пушкой калибра 30 мм типа ГШ-301, установленной в наплыве правой половины крыла, с боекомплектом 150 патронов. Ракетное и бомбардировочное вооружение размещается на авиационных пусковых устройствах (АПУ), авиационных катапультных устройствах (АКУ) и балочных держателях (БД), подвешиваемых на 12 точках: 6 - под консолями крыла, 2 - под законцовками крыла, 2 - под гондолами двигателей и 2 - под центропланом между мотогондолами (по схеме "тандем").

На самолете может быть подвешено до 8 управляемых ракет "воздух-воздух" средней дальности типа Р-27 с полуактивными радиолокационными (Р-27Р, Р-27ЭР) или тепловыми (Р-27Т, Р-27ЭТ) головками самонаведения, до 10 ракет средней дальности РВВ-АЕ с активными радиолокационными головками самонаведения и до 6 ракет ближнего маневренного боя Р-73 с тепловыми головками самонаведения. Типовой вариант вооружения самолета при решении задач "воздух-воздух" состоит из 8 ракет Р-27Э (или РВВ-АЕ) и 4 ракет Р-73.

В состав управляемого вооружения класса "воздух-поверхность" входят 6 ракет общего назначения Х-29Т с телевизионными головками самонаведения, 6 ракет Х-29Л или С-25ЛД с полуактивными лазерными головками самонаведения, 6 корректируемых бомб КАБ-500Кр с телевизионно-корреляционными головками самонаведения, 2 ракеты средней дальности Х-59М с телевизионно-командной системой наведения, 6 противокорабельных ракет Х-31А с активными радиолокационными головками самонаведения и 6 противорадиолокационных ракет Х-31П с пассивными радиолокационными головками самонаведения; для применения ракет Х-29Л, С-25ЛД и Х-59М самолет должен оснащаться контейнером системы управления оружием.

Максимальная масса неуправляемого вооружения класса "воздух-поверхность" составляет 8000 кг. В его состав могут входить 16 бомб ФАБ-500М54 или 14 бомб ФАБ-500М62 или 14 зажигательных баков ЗБ-500 или 34 бомбы ФАБ-250М54 (на однозамковых и многозамковых балочных держателях), 48 бомб ОФАБ-100-120 (на многозамковых балочных держателях), 8 контейнеров КМГУ, 120 неуправляемых ракет С-8 (в 6 блоках Б-8М1), 30 ракет С-13 (в 6 блоках УБ-13), 6 ракет С-25 (в пусковых устройствах О-25).














--------------------------------------------------------------------------------

ЛТХ:
Модификация Су-35
Размер крыла, м 14.70
Длина самолета, м 22.18
Высота самолета, м 6.35
Площадь крыла, м2 62.00
Масса
пустого самолета 18400
нормальная взлетная 25700
максимальная взлетная 34000
Тип двигателя 2 ТРДДФ АЛ-31ФМ.
Максимальная тяга, кгс 2 х 12800
Максимальная скорость, км/ч:
у земли 1400
на большой высоте 2440
Практический потолок, м 18000
Практическая дальность, км:
без ПТБ 4000
с дозаправкой в полете 6500
Макс. эксплуатационная перегрузка 10,0
Экипаж, чел 1
Вооружение: 30-мм пушка ГШ-301 (150 патронов).
Боевая нагрузка - 8000 кг на 12 узлах подвески:
Возможна подвеска 8 УРВВ - Р-27РЭ, Р-27ТЭ, Р-77), а также малой дальности и ближнего боя (Р-73, Р-73М, Р-60М)
и 6 УРВП С-25ЛД, Х-29Л и Т, Х-59М, Х-31А и П, а так же бомб - КАБ-500Кр, ФАБ-500, -250, ОФАБ-100 и НАР С-8, С-13, С-25

[klod]

Ми-28
Назначение: Поражение бронированных целей, огневая поддержка сухопутных войск.
Производитель: Роствертол
Модификации: Ми-28Н
Габариты
Диаметр несущего винта: 17.20 м
Длина фюзеляжа: 17,91 м
Высота: 3,82 м
Основные массы
Пустой: 7890 кг
Нормальная взлётная: 10500 кг
Максимальная взлётная 11700 кг
Внутренний запас топлива: 1500 кг
Силовая установка
Количество, тип, марка: 2 x ВК-2500, разработка ОАО "Климов"
Мощность: 2х2200 л.с.
Лётно-технические характеристики
Экипаж: 2 чел.
Крейсерская скорость: 265 км/ч
Максимальная скорость
в горизонтальном полёте: 324 км/ч
Дальность полёта практическая: 500 км
Дальность полёта перегоночная: 1105 км
Статический потолок: 3500 м
Динамический потолок: 4950 м
Максимальная скороподъёмность: 816 м/мин
Вооружение
Встроенное
стрелково-пушечное: 1х30мм
Число точек подвески: 4
Подвесное
стрелково-пушечное: ГШ23 х2
Управляемое ракетное: "Штурм", "Атака-В" х16
Неуправляемое ракетное: 57,80,122 мм. до 4
Бомбовое: авиабомбы 250, 500 кг, баки с зажигательной смесью
Ми-28 (Havoc по классификации НАТО) — российский ударный вертолёт, предназначенный для поражения бронированных целей и огневой поддержки сухопутных войск.


История
Разработка вертолёта велась на Московском вертолётном заводе им. М.Л. Миля с 1980 года в условиях творческого соревнования с ОКБ Камова, создававшего альтернативный боевой вертолёт Ка-50. Первый опытный образец вертолёта поднялся в воздух 10 ноября 1982года. Ми-28 представляет собой вертолёт одновинтовой схемы с пятилопастным несущим и Х-образным рулевым винтом, прямым крылом малого размаха и трёхстоечным не убирающимся в полёте колесным шасси с хвостовым колесом. При создании конструкции вертолёта в целом использован принцип взаимного экранирования агрегатов и защиты наиболее важных его элементов менее ответственными. Система катапультирования экипажа вертолёта отсутствует, однако члены экипажа могут покинуть его с парашютами, для чего предусмотрен отстрел лопастей несущего винта, аварийный сброс дверей кабины и надув пневматических камер, расположеных ниже порога дверей для предотвращения соударения с шасси. В конструкции кабины применена высокостойкая броня, полностью броневое плоскопаралельное остекление выдерживает прямые попадания пуль калибром до 12,7 мм, непрозрачная броня выдерживает попадания 23 мм снарядов. За кабиной экипажа находится закрывающийся большим люком технический отсек, в котором в случае необходимости могут разместиться два человека.


Модификации
Первая модификация Ми-28А в серию не поступила, так как вертолет не отвечал современным требованиям по круглосуточному функционированию, и была возвращена для доработки.
В 2006 году в серийное производство была запущена модификация Ми-28Н (Ночной охотник) отличающаяся от первоначальной более современной БРЭО. За наведение управляемых ракет в «Ночной» модификации отвечает комплекс «Тор» производства ОАО Красногорскорский завод. Для обзора передней нижней полусферы используется ТОЭС521 производства ФГУП "ПО «Уральский оптико-механический завод»

Во второй половине июня 2006 г. два Ми-28Н принимали участие в командно-штабных учениях на территории Республики Белорусия носивших название «Щит Союза — 2006». Это были первая опытная машина ОП-1 и первая предсерийная 01-01 (бортовой номер — 32).

7 сентября в Ростове-на-Дону главком ВВС принял участие в заседании государственной комиссии по проведению госиспытаний Ми-28Н на ОАО «Роствертол». Участники заседания подвели итоги первого этапа государственных испытаний Ми-28Н и проверили готовность предприятий военно-промышленного комплекса к серийному производству вертолета.

Акт о принятии Ми-28Н в серию будет подписан к 30 сентября, за это время промышленность устранит недостатки, выявленные в ходе первого этапа государственных испытаний
Первые четыре серийных Ми-28Н поступят в Торжокский центр боевого применения и переучивания летного состава армейской авиации в 2008 году

[klod]

Ми-24 «Крокодил» (Hind по классификации НАТО) — штурмовой вертолёт, советского производства. В 1971 году начался серийный выпуск этой машины. Имеет множество модификаций, экспортировался в некоторые страны. Экипаж - 2 человека, имеется кабина для десанта из 8 человек. Активно использовался в годы афганской войны, в период чеченской кампании, а также во многих региональных конфликтах. Производится на заводе акционерного общества Роствертол.


[править] Модификации
Ми-24 - опытные машины. кабина "верандой", вооружение: в носу - подвижная пулеметная установка HУВ-1 c пулеметом А-12,7(боекомплект - 900 патронов), блоки HАР УБ-32А с НУРС С-5 и 4 ПТУР 9М17 противотанкового комплекса "Фаланга-М"

Ми-24А - серийный вариант, по сравнению с опытными машинами удлинена кабина, изменено крепление ПТУР (на подкрыльевых пилонах). Выпускался в 1971-1973 гг. Построено ~250 штук.

Ми-24Б - Ми-24А с подвижной пулеметной установкой УСПУ-24 с пулеметом ЯкБ-12,7. Серийно не строился из-за неудовлетворительного обзора из кабины.

Ми-24БМТ - минный тральщик на базе Ми-24А. Снято все вооружение, броня и крыло. Установлено траловое устройство и доп. топливный бак. Построен в единственном экземпляре в 1974 году , серийно не выпускался.

Ми-24У - учебная модификация. От боевого отличается отсутствием носового пулемета, вместо которого в передней кабине летчика-инструктора были установлены полноценное пилотажно-навигационное оборудование и стандартные рычаги управления.

Ми-24Д - с новым расположением кабин(тандемом). Кабины изолированны. Комплекс вооружения такой же как на Ми-24Б. ПТУР 9М17ПВ Фаланга-ПВ. Выпускался в 1973-1977 гг. Изготовлено ~350 машин.

Ми-24ДУ - учебный вариант Ми-24Д с изменениями, аналогичными Ми-24У

Ми-25 - экспортный вариант Ми-24Д. Отличается несколько измененным составом оборудования.

Ми-24В - самый массовый вариант. 4 ПТУР 9К113 Штурм-В с системой наведения Радуга-Ш. В середине 80-х годов вертолет получил подвески для 8 и 16 ПТУР. Прицел АСП-17В. Двигатели ТВ3-117В. В составе вооружения появились блоки НАР Б-8В20А с НУРС С-8, блоки Б-13Л1 с НУРС С-13Б и тяжелые НАР С-24Б. Выпускался в 1976-1986 гг. Построено ~1000 вертолетов.

Ми-35 - экспортный вариант Ми-24В.

Ми-24П - Ми-24В со спаренной пушкой ГШ-30К, размещенной на правом борту в неподвижной установке У-280,боекомплект - 250 снарядов. Пулемет ЯкБ-12,7 демонтирован. Выпускался в 1981-1989 гг.

Ми-35П - экспортный вариант Ми-24П

Ми-24ВП - Ми-24В с пушкой ГШ-23Л(БК=250 снарядов) в подвижной установке НППУ-24. На позднесерийных вертолетах появились ПТУР Атака-В и обновленный ПнК вместе с новой аппаратурой радиокомадного наведения для ПТУР. Выпускался с 1989 года.

Ми-24ВМ - модернизация Ми-24В/П/ВП. Неубираемое шасси, винты от Ми-28Н, всепогодное БРЭО, станция активных ИК помех "Липа", подвижная установка НППУ-24 с пушкой ГШ-23Л(как на Ми-24ВП), усовершенствованная аппаратура РК наведения для ПТУР "Атака" - Тор-24. Также Ми-24ВМ может нести ПТУР "Малютка", "Штурм" и "Фаланга-М". УР В-В Игла-В.


Ми-24 в трёх проекциях
Страны в которых модификации Ми-24 состоят на вооружении.Ми-35М - экспортный вариант Ми-24ВМ (Венесуэле под данной модификацией поставлялись Ми-24ПК2)

Ми-24ВК2/ПК2 или Ми-35ВН/ПН - модернизация Ми-24 на экспорт. новое БРЭО, включающее обзорно-прицельную систему ОПС-24Н с гиростабилизированной оптико-электронной системой ГОЭС-342, и прицельно-вычислительный комплекс ПрВК-24. Также имеется навигационный комплекс КНЭИ-24.

Ми-24К/Р Разведывательная модификация, оснащалась аэрофотоаппаратом АФА-100.

Ми-24РХР Вертолет радиохимической разведки. Контейнеры ПТУР демонтированы, на их место установлены экскаваторы забора грунта. Принимал участие в ликвидации аварии на ЧАЭС(Оценка уровня заражения местности).

Ми-24ПН - с тепловизионной системой, приспособленный к ночным боевым действиям. Модернизированные вертолёты этой модификации поставляются в войска.


[править] Дополнительное вооружение
Специально для Ми-24 в конце 70-х гг. были разработаны вертолетные гондолы ГУВ-1(включает автоматический гранатомет АГС-17 "Пламя") и ГУВ-8700(один четырехствольный пулемет Якб-12.7 и два четырехствольных ГШГ-7.62)

Также Ми-24 может нести пушечные контейнеры УПК-23-250 с пушкой ГШ-23Л и боекомплектом 250 снарядов.

Ми-24 в конце 80-х гг. получили ракеты воздух-воздух Р-60/Р-60М для самообороны от истребителей противника и для борьбы с вражескими вертолетами.

Ми-24
Первый полёт: 19 сентября 1969 года
Принят на вооружение: 1972
Производитель: Роствертол
Модификации: Ми-24А, Ми-24У, Ми-24Б, Ми-24БМТ, Ми-24В (Ми-35), Ми-24Д (Ми-25), Ми-24П (Ми-35П), Ми-24ВП, Ми-24ВМ (Ми-35М)
Габариты
Диаметр несущего винта: 17,3 м
Диаметр рулевого винта: 3.91 м
Длина фюзеляжа: 16,8 м
Высота: 5,7 м
Основные массы
Пустой: 7580 кг
Нормальная взлётная: 10500 кг
Максимальная взлётная 11000 кг
Максимальная грузоподъёмность: 2400 кг
Масса груза на внешней подвеске: 2000 кг
Силовая установка
Количество, тип, марка: 2 х ГТД, ТВ3-117
Мощность: 2 х 2200 л.с.
Лётно-технические характеристики
Экипаж: 2 чел.
Пассажиров: 8 чел.
Крейсерская скорость: 270 км/ч
Максимальная скорость
в горизонтальном полёте: 320 км/ч
Дальность полёта практическая: 450 км
Дальность полёта перегоночная: 1000 км
Статический потолок: 1400 м
Динамический потолок: 4950 м
Вооружение
Число точек подвески: 4

[klod]

Ка-25 (Hormone по классификации НАТО) — советский противолодочный вертолёт корабельного базирования. Является первым отечественным вертолётом изначально проектировавшимся под боевое применение и ставший первым противолочным и первым изначально боевым вертолётом СССР.[2] На основе Ка-25 создано большое колличество модификаций для использования в различных областях применения.

Вертолёт, разработанный ОКБ Камова под руководством главного конструктора Николая Ильича Камова, был пущен в производство в 1965 году и принят на вооружение 2 декабря 1971 года.


Конструкция
Двухдвигательный вертолёт с соосным расположением несущих винтов и развитым вертикальным оперением.


Фюзеляж
Фюзеляж Ка-25 выполнен из дюралюминия марки Д16Т толщиной 0,8 мм и функционально раздёлён на две части. Продольный силовой набор передней части вертолёта представлен четырьмя силовыми балками и двумя лонжеронами. Поперечный силовой набор передней части вертолёта образован 18 шпангоутами из которых 7 силовые. Каркас хвостовой балки образован двумя лонжеронами и восемью шапангоутами, к которым крепятся восемьнадцать стрингеров. Толщина общивки хвостовой балки 3 мм. Окна вертолёта изготовленны из оргстекла толщиной 3 мм.[3] Передние окна оборудованы стеклочистителями и омываются спиртосодержащим раствором для предотвращения обледенения.[4]


Силовая установка
Силовая установка вертолёта представлена двумя газотурбинными двигателями ГТД-3Ф мощностью 900 л.с. разработки Омского моторостроительного КБ. В последствии мощность этих двигателей была признана недостаточной и с 1972 года вертолёты стали оборудоватся двигателями ГТД-3М мощностью 1000 л.с.. Двигатели, вместе с гидро- и маслосистемами, редуктором и некоторыми другими агрегатами, размещены в съёмной мотогондоле в верхней части фюзеляжа.[3]

Топливная система
Топливная система вертолёта Ка-25 представлена 8 мягкими топливными баками, расположенными под полом кабины латеральнее бомболюка, топливными насосами различного назначения и может быть дополненна двумя дополнительными баками на 200 литров по бокам фюзеляжа. Основные баки сгрупированы по парно. На Ка-25Ц ёмкость баков была увеличена в следствии упразнения бомбоотсека. Ёмкость основных топливных баков на Ка-25ПЛ и Ка-25Ц составляет соответственно 1105 кг и 1705 кг керосина.[3]


Трансмиссия
Трансмиссия вертолёта представлена четырехступенчатым планетарным редуктором РВ-3Ф или РВ-3М, расположенным в общей с двигателями гондоле в верхней части фюзеляжа. Редуктор отбирает мощность от выходных валов турбин и понижает обороты двигателя.[5][6]


Несущая система
Несущая система вертолёта состоит из двух трёхлопастных винтов диаметром 15,74 м расположенных соосно и колонки несущих винтов. Верхний винт вращается по часовой стрелке (вид сверху), нижний против. Лопасти длинной 7,085 м имеют хорду 0,37 м и состоят из алюминиевого лонжерона к задней кромке которого приклеено 19 хвостовых секций. Передние кромки лопастей оклеены резиной. Лопасти оборудованы противообледенительной системой, пневмосистемой обнаружения трещин и балластными грузами. На лопастях верхнего винта расположены сигнальные огни. Управление ориентацией лопастей осуществляется при помощи верхнего и нижнего автоматов перекоса. Для экономии места на палубе или в ангарах корабля, возможно складывание лопастей в горизонтальной плоскости (образуют сектор в 22°) при помощи электрической системы или вручную.[3]


Противообледенительная система
Обледенение лопастей несущих винтов полёте предотвращает электрическая противообледенительная система.[3] Воздухозаборники двигателей обгореваются тёплым воздухом.[7]


Гидравлическая система
Управление ориентацией лопастей винтов, отклонение плоскостей рулей поворота, а также уборка и выпуск шасси (только на Ка-25Ц) осуществляется с помощью гидросистем вертолёта. Гидравлическая система вертолёта представлена двумя независимыми разнесёнными системами, основной АРС-10Б и аварийной АСП-10В. Непосредственное управление ложится на четыре гидроусилителя. Каждая из систем скомпонованна в в едином блоке, объеденяющем все агрегаты и установки в единое целое.[8][3]


Шасси
Шасси вертолёта четырёхопорное, не убирающееся в полёте (за исключением Ка-25Ц). Колёса основных опор тормозные, передние самоориентирующиеся. База шасси 3,02 м. Колея передних и задних колёс 1,41 м и 3,5 м соответственно. Диаметр и ширина передних и задних колёс 400х150 мм и 600х180 мм соответственно.[3]

Техническим заданием на разработку вертолёта предписывалось осуществление посадки на палубу судна при при боковой и килевой качке 10° и 3° соответсвенно, и ветре до 18 м/с. [3]

Для обеспечения безопасной посадки в таких условиях основные опоры шасси разнесены в стороны и смещены назад, для устранения опрокидывания машины на хвост.[3]

Для компенсирования горизонтальных колебаний (посадочная площадка корабля может в сильную качку смещатся на несколько метров по горизонтали) основные стойки присоеденяются к фюзеляжу при помощи подвижных ферм, что обеспечивает подвижность шасси в горизонтальной плоскости.[3]

Вертикальная составляющая колебаний посадочной площадки (может смещатся по вертикали со скоростью до 2м/с) гасится при помощи амортизационной стойки главных опор, состоящих из соеденённых последовательно амортизаторов высокого и низкого давления. Амортизатор высокого давления гасит перегрузки вызванные ударами о палубу при посадке, рулении и взлёте. Амортизатор низкого давления гасит колебания типа «земной резонанс» на взлёте и посадке.[3]

Для обеспечения аварийной посадки на воду, на стойки шасси смонтированы многосекционные (2-х секционные передние и 4-х секционные задние) баллонеты, наполняющиеся сжатым воздухом из трёх балонов в течении шести секунд. Особенность заполнения баллонет заключалось в том что воздух из балонов проходя через эжекторы засасывал также и забортный воздух, таким образом что баллонеты заполнялись забортным воздухом на 60 и более процентов. Система вполне автономна и не зависит от работы двигателя. Тем не менее она создавала значительное аэродинамическое сопротивление и весила около 260 кг. В связи с последним обстоятельством, а также невысокой эффективности при «жёсткой» аварийной посадке, баллонеты были демонтированы с вертолётов в 70-х годах.[3][9]


Электросистема
Источником переменного тока на вертолёте является генератор СГС-40У мощностью 40 кВт выдающий ток напряжением 208 В. В аварийной ситуации используется преобразователь ПТ-1000ЦС мощностью 1000 Вт и выдающий ток напряжением 36 В. Оба устройства вырабатывают ток с номинальной частотой 400 Гц. Потребители постоянного тока снабжаются от двух стартер-генераторов СТГ-6М вырабатывающих ток напряжением 28,5 В и двух аккумуляторных батарей 15-СЦС-45А.[3][10][11][12]


Системы навигации, пилотирования, связи
Навигационное оборудование Ка-25 представлено автоматическим радиокомпасом АРК-9, магнитным компасом КИ-13, высотомером ВД-10, радиовысотомером малых высот РВ-3 и датчиком высоты ДВ-15М. Параметры полёта позволяют отслеживать указатели скорости УС-250, вариометры ВАР-30-МК, авиагоризонты АГК-47-ВК и курсовая система КС-3Б.[3]

Так же в распоряжении экипажа имеется центральная гироскопическая вертикаль ЦГВ-5, указатель параметров висения УПВ-2, термометр ТНВ-45 и часы АЧС-1.[3]

Работу пилота облегчает автопилот, который при отсутствии усилий на ручке управления стабилизирует углы крена и тангажа, высоту и курс, а также способен на полуавтоматический режим демпфирования крена, тангажа и высоты в управляемом полёте.[3]

Вертолёт оборудован КВ и УКВ радиостанциями Р-842 «Атлас» и Р-860 «Перо». Последняя обеспечивает устойчивую радиосвязь с командными пунктами и другими вертолётами группы на растоянии 100 км, при высоте полёта 1000 м.[13][3] В качестве аварийной используется УКВ радиостанция Р-855у «Прибой-1».[3]

Общение членов экипажа между собой происходит при помощи самолётного переговорного усторойства СПУ-7.[3]

В наличии так же самолётный магнитофон МС-61 и аэрофотоаппарат А-39, смонтированный в хвостовой балке. Регистрация полётных данных выполняется бароспидографом К2-715.[3]


Вооружение
Противолодочная модификация (Ка-25ПЛ) может переносить в бомбоотсеке и применять бомбовое и торпедное вооружение общей массой до 1100 кг[3][14] (нормальная торпедно-бомбовая загрузка составляет 650 кг[1]).

Основным торпедным вооружением вертолёта стала торпеда АТ-1 массой 550 кг. Данный тип торпеды способен атаковать подводную лодку на глубине от 20 до 200 м, при скорости последней 25 узлов. Впоследствии вместо АТ-1 стали применять её модификацию АТ-1М.[3]

Бомбовое вооружение вертолёта представлено глублинными противолодочными авиабомбами ПЛАБ-250-120, ПЛАБ-50-64 и ПЛАБ-МК, способными поразить лодку на глубине до 300 м. Существует возможность применять дневные и ночные ориентирно-маркерные авиабомбы ОМАБ-25-12Д и ОМАБ-25-8Н, расположненные на внешних держателях.[3]


Лётно-технические характеристики
Максимальная скорость горизонтального полёта на модификациях вертолёте Ка-25 составила 220 км/ч, а крейсерская порядка 185 км/ч.[3] Статический потолок полёта машины составляет порядка 500 м[3], а динамический 3500[3] — 4500[1]. Используя топливо внутренних баков Ка-25ПЛ преодолевает преодолевает расстояние 650 км.[1]




[ Модификации
Ка-25
Ка-25 (Hormone по классификации НАТО) — базовая модификация созданная в целях испытания и проверки возможности реализации вертолёта соответсвующего техническому заданию. В последствии весь акцент разработчики перенесли на Ка-25ПЛ.


Ка-25ПЛ
Ка-25ПЛ (Hormone-А по классификации НАТО) — основная модификация вертолёта Ка-25. Вертолёт предначен для поиска и уничтожения атомных подводных лодок бортовыми средствами обнаружения и поражения на удалении порядка 200 км от корабля базирования. Всего было выпущено 275 машин этой модификации.

Вертолёт оборудован опускаемой гидроакустической станцией ВГС-2 «Ока» в задней части фюзеляжа, поисковой РЛС «Инициатива-2К» в носовом обтекателе и радиогидроакустической системой «Баку» с приемным устройством СПАРУ-55 «Памир». Также на машинах данной модификации установлен радиоприемник маяков-ответчиков РПМ-С взаимодействующий, с радиолокационными буями типа «Поплавок-1А». В поисковом варианте вертолёт может переносить и применять до 36 сбрасываемых радиогидроакустических буёв типа РГБ-Н «Ива», РГБ-НМ «Чинара» или РГБ-НМ1 «Жетон», расположенных в контейнере по правому борту за стойкой основного шасси.

Вертолёт может быть вооружён торпедами типа АТ-1, АТ-1М, Т-67, ракето-торпедой АПР-2 или противолодочными авиабомбами (ПЛАБ 250-120,-50,-МК).


Ка-25Ц
Ка-25Ц (Hormone-B по классификации НАТО) — вертолёт целеуказания, призванный действовать в интересах береговых или корабельных командных пунктов, сообщая им координаты целей недоступных для непосредственного радиолокационного обнаружения. Данная модификация вертолёта разрабатывалась одновременно с модификацией Ка-25ПЛ, поскольку в процессе разработки единого морского вертолёта оказалось невозможным совеместить функции противолодочной обороны и целеуказания в одном вертолёте не выходя за установленные ограничения по массе и габаритам. Вертолёт данной модификации совершил певый полёт 21 марта 1962 года. Всего было построено 50 машин данной модификации.

Ка-25Ц отличается от Ка-25ПЛ установкой РЛС кругового обзора смонтированной в носовом обтекателе и автоматической системы передачи данных. Данные системы являются составной частью вертолётно-корабельного комплекса разведки и целеуказания «Успех». Вертолёт способен патрулировать акваторию на удалении до 200 км от корабля базирования, производить радиолокационный дозор и целеуказание в радиусе 250 км и обеспечивать ретрансляцию в радиусе 250 км.

На вертолёте упразнены бомболюки (на их месте оборудованы дополнительные топливные баки) и системы необходимые для обнаружения подводных лодок. Стойки шасси сделаны убирающимися в полёте для исключения затенения РЛС. Также на борту смонтирована лебёдка, позволяющая использовать вертолёт в качестве поисково-спасательного. Проведённые модификации позволили снизить массу машины и увеличить запас топлива, что вылилось в большую дальноть полёта и увеличенное время патрулирования.


Ка-25ПС
Ка-25ПС (Hormone-C по классификации НАТО) — поисково-спасательная модификация Ка-25 созданная путём демонтажа оборудования с Ка-25ПЛ призванная действовать в интересах Министерства обороны СССР. Проектирование машины началось на основании приказа Комиссии Президиума Совета Министров СССР от 28 июня 1972 года.

На машине демонтировано специальное оборудование, но установленна лебдка грузоподъёмностью 250 кг оснащённая корзиной для подъёма людей, а также дополнительное осветительное оборудование и приводная радиостанция для пеленгации аварийных радиомаяков.


Ка-25ПЛФ
Ка-25ПЛФ — модификация Ка-25ПЛ, оснащённая форсированными двигателями.


Ка-25ПЛЮ
Ка-25ПЛЮ — вертолёт для борьбы с подводными лодками при помощи глубинной атомной бомбы 8Ф-59, для размещения которой подвергся переоборудованию бомбоотсек.

Ка-25ПЛЭ
Ка-25ПЛЭ — поисковый вертолёт полученный путём переоборудования Ка-25ПЛ. Создан на основании постановления от 10 июля 1967 года. Использовался для поиска космических аппаратов приводнившихся в Индийском океане.


Ка-25ПЛС
Ка-25ПЛС — противолодочный вертолёт для использования торпеды ВТТ-1 «Стриж». Создан на основании постановления от 5 августа 1970 года и принят на вооружение в 1976 году.

Особенность торпеды «Стриж» заключается в управлении по проводам. На вертолёте оборудована аппаратура передачи данных «Аист-К».


Ка-25ИВ
Ка-25ИВ — Ка-25ПЛ переоборудованный для измерения траекторий и координат падения головных частей баллистических ракет. Построен на соновании постановления от 18 июня 1962 года. Всего переоборудовано 6 экземпляров.


Ка-25Л1
Ка-25Л1 (Л — лаборатория) — модификация Ка-25 для проведения гидрологических исследований.


Ка-25К
Ка-25К — модификация Ка-25 для перемещения грузов. На вертолёте упразнена аппаратура военного назначения и в носовой части фюзеляжа установлена подвесная кабина для оператора погрузки, который в состояни управлять вертолётом во время погрузочных работ. Машина способна транспортировать на внешней подвеске груз массой до 2 тонн, а внутри фюзеляжа до 1,5 тонн.


Ка-25М
Ка-25М проект многоцелевого вертолёта на базе Ка-25. Реализован не был.


Ка-25ЛЗ
Ка-25ЛЗ — модификация Ка-25 для испытания новых типов противолодочных вооружений. Создан на основании постановления от 28 октября 1970 года.


Ка-25ИСК
Ка-25ИСК — модификация Ка-25 для юстировки корабельных радиолокационных станций. Создан на основании постановления от 10 марта 1971 года.


Ка-25Л2
Ка-25Л2 (Л — лаборатория) — модификация Ка-25 для исследований и испытаний опускаемых гидроакустических станций. Создан на основании постановления от 12 мая 1971 годаю


Ка-25БШЗ
Ка-25БШЗ (БШЗ — буксировщик шнуровых зарядов) — модификация Ка-25 для разминирования акваторий от донных мин посредством буксировки шнуровых зарядов. Создан на основании постановления от 8 мая 1973 года.


Ка-25Ш
Ка-25Ш — вертолёт огневой поддержки сухопутных сил и морских десантов. Вертолёт вооружён блоками неуправляемых авиационных ракет (НАР).Построен на основании решения Министрества Обороны от 21 февраля 1975 года.


Ка-25РОМБ
Ка-25РОМБ — модификация Ка-25 для проведения радиотехнической разведки. Построен на основании договора от 1975 года.


Ка-25БТ
Ка-25БТ (БТ — буксировщик трала) — модификация Ка-25 для разминирования акваторий от электромагнитных и акустических мин, путём траления. 12 вертолётов данной модификации принимали участие в международной операции по разминированию Суэцкого залива.


Ка-25Ф
Ка-25Ф — проект фронтового вертолёта на базе Ка-25, оснащённого лыжным шасси и вооружённого 23-мм пушкой, блоками НАР и ПТУР.


ЛТХ:
Модификация Ка-25Ц
Диаметр главного винта, м 15.74
Диаметр хвостового винта, м
Длина,м 9.75
Высота ,м 5.37
Ширина, м 3.80
Масса, кг
пустого 4100
нормальная взлетная 6670
максимальная взлетная 7150
топлива 1705
Тип двигателя 2 ГТД ГТД-3Ф
Мощность, л.с. 2 х 900
Максимальная скорость, км/ч 205
Крейсерская скорость, км/ч 170
Практическая дальность, км 700
Практический потолок, м 3500
Статический потолок, м 1200
Экипаж, чел 2

[klod]

МиГ-31

МиГ-31
Назначение: истребитель-перехватчик
Первый полёт: 1975
Принят на вооружение: 1980
Производитель: ФГУП «РСК «МиГ» (бывшее МАПО «МиГ»)
Характеристики
Экипаж: 2 чел
Крейсерская скорость: км/ч
Макс. скорость: км/ч
Макс. скорость у земли: 1500 км/ч
Макс. скорость на высоте: 3000 км/ч
Боевой радиус: 720 км
Дальность полёта: Дозвуковая практическая дальность и продолжительность с 4-мя ракетами и двумя подвесными баками, пуском ракет на середине пути, сбросом подвесных баков после их выработки и выпущенной ПМК составляют:
дальность 3000 км ; продолжительность 3 ч. 38 мин. Дозвуковая практическая дальность и продолжительность без подвесных баков и убранной ПМК составляет: а) без ракет: дальность 2480 км; продолжительность 2 ч. 44 мин. б) с 4-мя ракетами и пуском их на середине пути : дальность 2400 км; продолжительность 2ч.35 мин. в)с 4-мя ракетами : дальность 2240 км; продолжительность 2ч. 26 мин. км

Дальность полёта с ПТБ: 3300 км
Практический потолок: 20 600 м
Скороподъёмность: м/мин
Размеры
Длина: 21,62 м
Высота: 6.5 м
Размах крыльев: 13,45 м
Площадь крыльев: 61,60 м²
Угол стреловидности крыла по линии ¼ хорд: по передней кромке 41°02 ' °
Масса
Пустой: 23700кг кг
Снаряжённый: кг
Макс. взлётная: 46 750 кг
Силовая установка
Двигатели: 2 х Д-30Ф6
Тяга (мощность): 2 х 15 500 кгс
Вооружение
Кол-во точек подвески: 8 (из них 2 х ПТБ)
Масса подвесных элементов: 8000 кг
Внутренняя бомбовая нагрузка: нет кг
Ракеты Р-33, Р-40Т(ТД), Р-60(М)
МиГ-31 (Foxhound по классификации НАТО) — двухместный сверхзвуковой всепогодный истребитель-перехватчик дальнего действия. Разработан в МАПО «МиГ» (сегодня ФГУП «РСК «МиГ»). Первый советский боевой самолёт четвёртого поколения.

МиГ-31 предназначен для перехвата и уничтожения воздушных целей на малых, предельно малых, средних и больших высотах, днём и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, при применении противником активных и пассивных радиолокационных помех, а также тепловых ловушек. Группа из четырёх самолётов МиГ-31 способна контролировать воздушное пространство протяжённостью по фронту 800—900 км.




История
Работы по созданию истребителя-перехватчика МиГ-31 началась в ОКБ им. А. И. Микояна в 1968 году. Боевые возможности истребителя предполагалось существенно расширить благодаря применению новейшего электронного оборудования, в частности (впервые в мире) РЛС с фазированной антенной решёткой. МиГ-31 строился по схеме самолёта МиГ-25, но имел экипаж из двух человек — лётчика и штурмана-оператора, размещавшихся по схеме «тандем».Прототип МиГ-31 совершил свой первый полёт 16 сентября 1975 года, за штурвалом его находился лётчик-испытатель А. В. Федотов. В 1977 году началось производство МиГ-31 в Горьком. Первая серия состояла всего из двух самолётов, вторая — из трёх, третья — шести. Все эти самолёты предназначались для проведения лётных испытаний. Новые перехватчики стали поступать на вооружение ПВО в 1980 году. Первыми МиГ-31 получили 786-й ИАП, дислоцирующийся в Правдинске, и Центр боевого применения ПВО в Саваслейке. В частях ПВО МиГ-31 пришли на смену Су-15 и Ту-128. В сентябре 1983 года новые перехватчики заступили на боевое дежурство на Дальнем Востоке — на аэродроме Сокол, остров Сахалин.

Производство МиГ-31 было свёрнуто в 1994 году.

К концу 1995 года построено более 500 самолётов МиГ-31 и МиГ-31Б.


Современное состояние
На 2000 год в составе ВВС России числилось около 300 самолётов МиГ-31. В настоящее время МиГ-31 состоят на вооружении 7 авиаполков.

458-й иап — аэродром Котлас
530-й иап — аэродром Чугуевка
712-й иап — аэродром Канск
764-й иап — аэродром Сокол (Большое Савино, Пермь)
790-й иап — аэродром Хотилово
865-й иап — аэродром Елизово (ВМФ России)
А также в 148-м ЦБП ПЛС на авиабазе Саваслейка. Всего в строевых частях находится 150—200 МиГ-31, остальные на базах хранения.

Оборудование
Основу системы управления вооружением самолёта МиГ-31 составляет радиолокационная станция с фазированной антенной решёткой РП-31 Н007 «Заслон», имеющая дальность обнаружения воздушных целей типа «истребитель» до 180 км (дальность автоматического сопровождения — 120 км). На модернизированном самолёте МиГ-31ДМ максимальная дальность обнаружения воздушных целей увеличена до 320 км. На автоматическое сопровождение принимаются до десяти целей. Бортовой компьютер «Аргон-К» выбирает из них четыре наиболее важные, на которые одновременно могут наводиться четыре ракеты «воздух-воздух» большой дальности Р-33 (Р-33С).

Дополнительным средством обнаружения воздушных целей является теплопеленгатор 8ТП, который размещён под носовой частью фюзеляжа (дальность обнаружения — зависит от состоянимя атмосферы и степени «нагретости» цели. Дальность от 0 км до бесконечности). В полётном положении теплопеленгатор убран в фюзеляж, а в рабочем — выпускается в поток. Он сопряжён с РЛС и предназначен для пассивного обзора воздушного пространства, а также для выдачи целеуказания ракетам Р-40ТД и Р-60 с ТГС.

Пилотажно-навигационное оборудование самолёта МиГ-31 включает систему автоматического управления САУ-155МП и прицельно-навигационный комплекс КН-25 с двумя инерциальными системами ИС-1-72А с цифровым вычислителем «Манёвр», радиотехнической системой ближней навигации «Радикал-НП» (А-312) или А-331, радиотехнической системой дальней навигации А-723 «Квиток-2».Дальняя радионавигация осуществляется посредством двух систем: «Тропик» (аналогична системе «Лоран») и «Маршрут» (аналог — система «Омега»).

Самолёт оснащен средствами радиоэлектронной борьбы радиолокационного и ИК-диапазонов. Перехватчик МиГ-31 способен выполнять боевые задачи, взаимодействуя с наземной автоматизированной цифровой системой управления (АСУ «Рубеж»), работающей в режимах дистанционного наведения, полуавтономных действий (координатная поддержка), одиночно, а также в составе группы из четырёх самолетов с автоматическим внутригрупповым обменом информации. Цифровая помехозащищённая система связи обеспечивает автоматический обмен тактической информацией в группе из четырёх перехватчиков, удалённых один от другого на расстояние до 200 км и наведение на цель группы истребителей, имеющих менее мощное БРЭО (в этом случае самолёт выполняет роль пункта наведения, или ретранслятора).


Модификации
МиГ-31Б — серийная модификация МиГ-31, оснащённая системой дозаправки в воздухе
МиГ-31БС — МиГ-31, модернизированный до уровня МиГ-31Б
МиГ-31БМ — многоцелевой истребитель, предназначенный для борьбы с радарами противника
МиГ-31Д — экспериментальная модификация, способная нести противоспутниковую ракету.
МиГ-31ЛЛ — летающая лаборатория в Жуковском
МиГ-31М — истребитель-перехватчик с усиленными вооружением, РЛС, БРЭО
МиГ-31Ф — многофункциональный вариант МиГ-31, предназначенный для атак наземных целей (проект)
МиГ-31ФЭ — экспортный вариант самолёта МиГ-31БМ
МиГ-31Э — экспортный вариант с упрощенным БРЭО
Миг-31ДЗ — серийный истребитель-перехватчик, оборудованный системой дозаправки в воздухе (отличается от МиГ-31Б расположением штанги дозаправки (на МиГ-31ДЗ штанга установлена слева по полету) и оборудованием второй кабины)

[klod]

Ту-160

История создания
В 60-х годах XX века Советский Союз вырвался вперед в области создания стратегических ракетных вооружений[2], в то же время США делали ставку на стратегическую авиацию. Политика, проводимая Хрущевым привела к тому, что к 70-м годам СССР располагал мощной системой ракетно-ядерного нападения, но стратегическая авиация имела в своем распоряжении лишь дозвуковые бомбардировщики Ту-95 и М-4, неспособные преодолеть систему ПВО стран НАТО того времени.

Считается что толчком для разработки нового советского бомбардировщика послужило решение США разработать в рамках проекта AMSA (Advanced Manned Strategic Aircraft) новейший стратегический бомбардировщик — будущий B-1. В 1967 Совет Министров СССР постановил начать работы над новым многорежимным стратегическим межконтинентальным самолетом.

К будущему самолёту предъявлялись следующие основные требования:

дальность полёта на скорости 3200-3500 км/ч на высоте 18000 метров — в пределах 11-13 тыс. км;
дальность полёта на дозвуковом режиме на высоте и у земли — 16-18 и 11-13 тысяч километров соответственно;
самолёт должен был приближаться к цели на крейсерской дозвуковой скорости, а преодолевать ПВО противника — в сверхзвуковом высотном полёте или на крейсерской скорости у земли;
суммарная масса боевой нагрузки — до 45 тонн.
К работам по новому бомбардировщику приступили ОКБ Сухого и ОКБ Мясищева.

ОКБ Туполева ввиду большой загруженности привлечено не было.

К началу 70-х оба ОКБ подготовили свои проекты — четырёхдвигательный самолёт с изменяемой стреловидностью крыла. В то же время, несмотря на некоторое сходство, они использовали разные схемы.

ОКБ Сухого работало над проектом Т-4МС («изделие 200») сохранявшем определенную преемственность с предыдущей разработкой — Т-4 («изделие 100»). Было проработано множество вариантов компоновок, но в конце-концов конструкторы остановились на интегральной схеме типа «летающее крыло» с поворотными консолями сравнительно малой площади.

ОКБ Мясищева также после проведения многочисленных исследований пришло к варианту с изменяемой стреловидностью крыла. В проекте М-18 использовалась традиционная аэродинамическая схема. Прорабатывался также проект М-20 построенный по аэродинамической схеме «утка»

После того как в 1969 ВВС представила новые тактико-технические требования к перспективному многорежимному стратегическому межконтинентальному самолету, к разработке также приступило ОКБ Туполева. Здесь имелся богатый опыт решения проблем сверхзвукового полета, полученный в процессе разработки и производства первого в мире пассажирского сверхзвукового самолета Ту-144, в том числе опыт проектирования конструкций с большим ресурсом работы в условиях сверхзвукового полета, разработки теплозащиты планера самолета и т. д.

Туполевцы первоначально отклонили вариант с изменяющейся стреловидностью поскольку вес механизмов поворота консолей крыла полностью устранял все преимущества такой схемы и взяли за основу Ту-144, самолёт гражданской авиации.

В 1972 году после рассмотрения трёх проектов («изделие 200» ОКБ Сухого, М-18 ОКБ Мясищева и «изделие 160» ОКБ Туполева) лучшей была признана схема ОКБ Сухого, но, поскольку оно было занято разработкой Су-27, все материалы для дальнейшего ведения работ решено было передать ОКБ Туполева.

Но в ОКБ отклонили предложенную документацию и снова взялись за проектирование самолёта, на этот раз в варианте с изменяемой стреловидностью крыла, варианты компоновки с фиксированным крылом больше не рассматривались.


Вооружение
В двух внутрифюзеляжных отсеках может размещаться до 40 тонн вооружения, включающее несколько видов управляемых ракет, корректируемых и свободнопадающих авиабомб и других средств поражения как в ядерном, так и в обычном снаряжении.

Состоящие на вооружении Ту-160 стратегические крылатые ракеты Х-55 (12 единиц на двух многопозиционных ПУ барабанного типа) предназначены для поражения стационарных целей с заранее заданными координатами, ввод которых осуществляется в память ракеты перед вылетом бомбардировщика. Противокорабельные варианты ракет имеют радиолокационную систему самонаведения.

Для поражения целей на меньшей дальности в состав вооружения могут входить аэробаллистические гиперзвуковые ракеты Х-15 (24 единицы на четырех пусковых установках).

Бомбовое вооружение Ту-160 рассматривается как оружие «второй очереди», предназначенное для поражения целей, сохранившихся после первого, ракетного удара бомбардировщика. Оно также размещается в отсеках вооружения и может включать корректируемые бомбы различных типов, в том числе самые мощные отечественные боеприпасы этого класса серии КАБ-1500 калибром 1500 кг

Самолет может оснащаться также свободнопадающими бомбами (до 40000 кг) различного калибра, в том числе и ядерными, разовыми бомбовыми кассетами, морскими минами и другим вооружением.

В перспективе состав вооружения бомбардировщика планируется существенно усилить за счет введения в его состав высокоточных крылатых ракет нового поколения Х-555 и Х-101, имеющих увеличенную дальность и предназначенных для поражения как стратегических, так и тактических наземных и морских целей практически всех классов.


Модификации
Ту-160В (Ту-161) — проект самолёта с силовой установкой, работающей на жидком водороде. Также от базовой модели отличался, размерами фюзеляжа, рассчитанного на размещение баков с жидким водородом. См. также Ту-155.
Ту-160 НК-74 — с более экономичными двигателями НК-74 (увеличенной дальностью полёта).
Ту-160М — носитель гипрерзвуковых крылатых ракет Х-90 (3М25 Метеорит-А), удлинённый вариант. Дальность ракет — до 3000 км, 2 ЯБЧ, с удалённостью между целями в 100 км. Работа над ракетой была приостановлена в 1992.
Ту-160П — проект тяжелого истребителя сопровождения, вооруженного ракетами класса «воздух — воздух» большой и средней дальности действия.
Ту-160ПП — самолет радиоэлектронной борьбы был доведен до этапа изготовления натурного макета и полностью определен состав оборудования.
Ту-160К — эскизный проект боевого авиационно-ракетного комплекса «Кречет». Разработка началась в 1983, выпущен КБ «Южное» в декабре 1984 года. Предполагалось размещение 2 двухступенчатых баллистических ракет (1 ступень — твердотопливная, 2-я — жидкостная), массой 24,4 т на самолёте-носителе. Общая дальность комплекса предполагалась более 10 000[3] км. Боевая часть: 6 РГЧ ИН или моноблочная ГЧ с комплексом средств для преодоления ПРО. КВО — 600 м. Разработки были прекращены в середине 80-х годов.
Ту-160СК — самолет-носитель воздушно-космической жидкостной трёхступенчатой системы «Бурлак» массой 20 т. Предполагалось, что масса полезного груза, выводимого на орбиту может достигать от 600 до 1100 кг, а стоимость доставки будет в 2-2,5 раза ниже чем у аналогичных по грузоподъемности ракет с наземным стартом. Пуск ракеты должен был выполняться на высотах от 9 до 14 км при скорости полета носителя 850—1600 км/час. По своим характеристикам комплекс «Бурлак» должен был превосходить американский дозвуковой стартовый комплекс, созданный на базе самолета-носителя Boing B-52 и ракеты-носителя «Pegasus». Основное назначение — восполнение группировки спутников в условиях массового уничтожения космодромов. Разработка коплекса началась в 1991, ввод в эксплуатацию планировался в 1998—2000 годах. В состав комплекса должен был входить командно-измерительный пункт на базе Ил-76СК и комплекс наземного обслуживания. Дальность полета самолета-носителя в зону пуска РКН составляет 5000 км.[4] 19 января 2000 г. в Самаре ГНПКРЦ «ЦСКБ-Прогресс» и Аэрокосмическая корпорация «Воздушный старт» подписали соглашение о сотрудничестве по созданию авиационно-ракетного комплекса космического назначения (АРККН) «Воздушный старт».

[править] Сравнительная характеристика Ту-160 с американскими аналогами
Ту-160 B-1 B-2
Внешний вид
Максимальный взлётный вес, т 275 216,4 171
Максимальная скорость, км/ч 2 220 1 530 764
Боевой радиус, км 10 500 5 550 7 200
Максимальная дальность, км 17 400 12 000 10 400
Рабочий потолок, м 15 000 18 000 15 000
Совокупная тяга двигателей, кг/с 100 000 55 400 31 300
Количество выпущенных самолетов 35 104 21


Модернизированные Ту-160
По словам командующего дальней авиацией России Игоря Хворова [6], модернизированные самолёты смогут помимо крылатых ракет поражать цели с помощью авиабомб, получат возможность использовать связь через космические спутники и будут обладать улучшенными характеристиками прицельного ведения огня.

Всего в конструкцию самолёта внесено несколько десятков изменений по сравнению с серийными образцами.

В ходе плановых ремонтов модернизации подвергнутся все 14 самолетов Ту-160, имеющихся в распоряжении ВВС России на декабрь 2005 год


Современная ситуация

Ту-160 на авиабазе ЭнгельсПервые Ту-160 поступили в 184-й тяжелобомбардировочный авиаполк в Прилуках (Украина) в мае 1987 года. К 1991 году там базировалось уже 19 новейших бомбардировщиков. После распада Советского Союза все они остались на территории независимой Украины и России пришлось заново формировать свою группировку Ту-160.

В январе 1992 года Борис Ельцин принял решение о прекращении серийного выпуска Ту-160[8]. К этому времени было выпущено 35 самолётов[8][9]. В этом же году Россия в одностороннем порядке прекратила полёты своей стратегической авиации в удалённые регионы

В 1992 году на аэродроме в Энгельсе под Саратовом был создан 121-й авиаполк дальней авиации, уже к 1994 году он получил в своё распоряжение 6 новых Ту-160, построенных на Казанском заводе.

В 1998 Украина приступила к уничтожению принадлежавших ей стратегических бомбардировщиков на выделенные США по программе Нанна-Лугара средства.

В 1999—2000 гг. была достигнута договоренность, по которой Украина передала России восемь Ту-160 и три Ту-95 взамен на списание части долга по закупкам газа. Оставшиеся на Украине Ту-160 были уничтожены, кроме одной машины, которая приведена в небоеспособное состояние и находится в Полтавском музее авиации и космонавтики.

В мае 2000 новый Ту-160 (б/н "07" «Александр Молодчий») вошел в боевой состав ВВС.

К началу 2001 года в соответствии с Договором ОСВ-2 наша страна имела в боевом строю 15 самолетов Ту-160, из которых 6 ракетоносцев были официально вооружены стратегическими крылатыми ракетами

В 2002 году Минобороны заключило договор с КАПО на модернизацию 15 самолетов Ту-160

18 сентября 2003 года при выполнении испытательного полёта после ремонта двигателя произошла катастрофа, самолет(б/н "01" «Михаил Громов») разбился при заходе на посадку, в 40 км от ВПП Энгельской авиабазы в Советском районе Саратовской области. На борту машины находились четверо членов экипажа: командир Юрий Дейнеко, второй пилот Олег Федуненко, а также Григорий Колчин и Сергей Сухоруков.

В феврале 2004 сообщалось, что планируется постройка трёх новых самолетов, самолёты находятся на стапелях завода, сроки поставки в ВВС не определены

12 апреля 2006 было объявлено о завершении государственных испытаний модернизированных двигателей НК-32 для Ту-160. Новые двигатели отличаются значительно возросшим ресурсом и повышенной надёжностью.

22 апреля 2006 главнокомандующий дальней авиацией ВВС России генерал-лейтенант Хворов сообщил, что в ходе учений группа модернизированных самолетов Ту-160 проникла в воздушное пространство США и осталась незамеченной

5 июля 2006 на вооружение ВВС России был принят модернизированный Ту-160, который стал 15 самолётом данного типа (б/н "19" «Валентин Близнюк»). Переданный в боевой состав Ту-160 был построен в 1986, принадлежал ОКБ Туполева и использовался для проведения испытаний.[

По состоянию на начало 2007 в боевом составе АСЯС, согласно данным Меморандума о взаимопонимании находилось 14 стратегических бомбардировщиков Ту-160 (один бомбардировщик не заявлен в данных СНВ (б/н "19" «Валентин Близнюк»)).

Большинство стратегических ракетоносцев Ту-160 имеют собственные имена.

Именные Ту-160
Б/н Название В честь кого назван Примечание
01 «Михаил Громов» Громов, Михаил Михайлович разбился в 2003 году
02 «Василий Решетников» Решетников, Василий Васильевич
03 «Павел Таран» Таран, Павел Андреевич
04 «Иван Ярыгин» Ярыгин, Иван Сергеевич
05 «Александр Голованов» Голованов, Александр Евгеньевич
06 «Илья Муромец» Илья Муромец
07 «Александр Молодчий» Молодчий, Александр Игнатьевич
10 Безымянный
11 «Василий Сенько» Сенько, Василий Васильевич
12 «Александр Новиков» Новиков, Александр Александрович
14 Безымянный
15 «Владимир Судец» Судец, Владимир Александрович
16 «Алексей Плохов» Плохов, Алексей Александрович
17 «Валерий Чкалов» Чкалов, Валерий Павлович
18 Безымянный
19 «Валентин Близнюк» Близнюк, Валентин Иванович
20 Безымянный ввод в эксплуатацию в начале 2008 года [источник?]

17 августа 2007 Россия возобновила полеты стратегической авиации в удаленных регионах на постоянной основе[10].

С мая по сентябрь 2007 часть имущества предприятия-разработчика двигателей СНТК имени «Кузнецова» по требованию налоговой службы находится под арестом, в связи с неисполнением предприятием обязательств, поступают новые требования о досрочном погашении долга от других кредиторов[20].

[klod]

Ту-22
История возникновения серии
К середине 1960-х годов тенденции в области боевого применения дальней авиации обозначили низкую эффективность однорежимных сверхзвуковых тяжёлых бомбардировщиков. Необходимо было создавать многорежимные самолёты, способные выполнять боевые задачи в широком спектре высот и скоростей. Эта цель могла быть достигнута, в первую очередь, использованием крыла изменяемой в полёте стреловидности.

Работа над проектом такого дальнего ударного самолёта началась в ОКБ Туполева в 1965 году. Поначалу работа велась без финансирования из государственного бюджета на инициативных началах и позиционировалась исключительно как глубокая модернизация самолёта Ту-22К. На этом этапе проектирования шли разработки конструкции, уже опробованной на самолётах Ту-22 с размещением двигателей над фюзеляжем по обоим сторонам киля. Переделки касались практически только крыльев будущего самолёта. Однако к 1967 году по ряду технических причин конструкция Ту-22М была полностью пересмотрена и прототип нового бомбардировщика потерял сходство с самолётом-предшественником. Появляется вариант Ту-22М со среднерасположенным крылом, воздухозаборниками по бортам фюзеляжа и размещением двигателей в хвостовой его части.

Этот вариант конструкции, с некоторыми доработками стал основой будущей серии Ту-22М.


Общие особенности конструкции
Самолёты серии Ту-22М выполнены по нормальной аэродинамической схеме свободнонесущего среднеплана с крылом изменяемой стреловидности. Крыло состоит из неподвижной части и поворотных консолей. Стреловидность крыла изменяется плавно от 20° до 60° (на Ту-22М3 — до 65°) с фиксацией в любом промежуточном положении. Механизация крыла включает предкрылки, трёхсекционные щелевые закрылки, трёхсекционные интерцепторы, элероны отсутствуют. Самолёт имеет фюзеляж типа полумонокок и трёхопорное убирающееся шасси, с носовой стойкой. Силовая установка состоит из 2 ДТРДФ НК-22 (на самолётах первых серий НК-144-22, на Ту-22М3 — НК-25). Воздухозаборники с вертикальным клином (на Ту-22М3 — с горизонтальным) расположены по бокам фюзеляжа. Запас топлива размещается в интегральных баках в передней (1,2 баки) средней (3,4,5), хвостовой (6,7,8, баки) части фюзеляжа, в киле (9 бак) и крыльевых баках, включая поворотную часть крыла (консоли). В хвостовой части имеются узлы подвески 2 стартовых твердотопливных ускорителей.


Модификации

Ту-22М0

Ту-22M, Центральный музей ВВС РФ, Монино28 ноября 1967 года Совет Министров СССР выпустил Постановление № 1098—378, согласно которому перед ОКБ Туполева ставилась задача о проектировании модификации Ту-22К — Ту-22КМ с крылом изменяемой стреловидности и двумя ДТРДФ НК-144 (НК-144-2). Тем самым было положено начало официальной стадии разработок серии Ту-22М.

Осенью 1967 года по результатам макетной комиссии и материалам эскизного проекта было принято решение начать строительство серии самолётов Ту-22М0 («45-00») на Казанском авиационном заводе им. Горбунова (КАЗ им. Горбунова, до середины 1960-х завод № 22 МАП). Главным конструктором самолёта был назначен Д. С. Марков.

Первый самолёт Ту-22М0 был построен к середине 1969 года и 30 августа 1969 он совершил свой первый полёт (командир корабля лётчик-испытатель В. П. Борисов). Параллельно с испытаниями в Казани шло производство серийных самолётов Ту-22М0. До конца 1972 года было построено уже 10 Ту-22М0, пять из которых применялись для переподготовки экипажей бомбардировщиков в Центре боевой подготовки и применения Дальней авиации в Рязани. На западе самолёты этой серии долгое время знали под служебным наименованием Ту-26.

В ходе лётных испытаний самолёта выяснилось, что нужно провести большой объем работ по его модернизации. Командование ВВС требовало усовершенствовать лётно-технические характеристики самолёта и его бортовое оборудование. В декабре 1969 года на втором этапе доводки Ту-22М принимается решение по модернизации Ту-22М0 в Ту-22М1.


Ту-22М1

Ту-22М1С 1970 года в ОКБ Туполева велось проектирование самолёта Ту-22М1 («45-01») с учётом опыта разработок и испытаний Ту-22М0.

В ходе модернизации удалось значительно (на три тонны) снизить массу планера и улучшить аэродинамику. Существенные изменения претерпели конструкция воздухозаборников, механизация и геометрия крыльев, система оборонительного вооружения (были установлены дистанционно управляемые пушки ГШ-23Л) и схема окраски. На самолёт была установлена автоматическая бортовая система управления АБСУ-145.

Летом 1971 года на Казанском авиационном заводе была завершена постройка первого Ту-22М1 с двигателями НК-144-22. 28 июля 1971 года начались его лётные испытания. Еще до окончания испытаний, было решено начать серийный выпуск самолёта. До конца 1972 года на КАЗ построили девять самолётов типа Ту-22М1. Часть из них использовалась для испытаний при доводке самолёта и его систем, часть была передана в Центр боевой подготовки морской авиации.

В строевые части ВВС СССР Ту-22М1 не поступал. В крупной серии решено было строить Ту-22М2 — дальнейшее развитие Ту-22М1 с двигателями НК-22, на котором удалось избавиться от многих недостатков предыдущих вариантов Ту-22М.


Ту-22М2

Ту-22М2Ту-22М2 («45-02») планировалось строить с улучшенными двигателями НК-22 (22000 кгс, 0,85 кг/кгс час) с возможностью их замены более мощными и экономичными двигателями НК-25. Массу самолёта предполагалось снизить приблизительно на 1400—1500 кг. Бортовое оборудование ТУ-22М2 было структурировано в несколько взаимосвязанных бортовых систем:

навигационный комплекс НК-45;
автоматическая бортовая система управления АБСУ-145М;
панорамно-прицельная радиолокационная станция ПНА;
оптический бомбардировочный прицел ОПБ-15Т;
стрелковый радиолокационный прицел ПРС-4КМ;
телевизионный прицел ТП-1КМ
система РЭБ.
Велась активная работа по улучшению аэродинамических качеств самолёта (особенно в полётах на малых высотах с целю преодоления ПВО противника). Система катапультирования экипажа была модифицирована и обеспечивала покидание самолёта вверх (на прежних моделях покидание производилось вниз, что накладывало ограничения на минимальную высоту при катапультировании).

Первый построенный на Казанском авиационном заводе Ту-22М2 совершил полёт 7 мая 1973 года (испытания и доводки продолжались вплоть до 1975 года).

В августе 1976 года ТУ-22М2 принимается на вооружение Дальней авиации и авиации ВМФ. Серийное производство Ту-22М2 продолжалось вплоть до 1983 года. За это время было построено 211 Ту-22М2.

Работы по дальнейшему развитию проекта, по улучшению аэродинамических показателей самолёта и появление новых, более совершенных двигателей, привели в дальнейшем к созданию наиболее совершенной серийной модификации Ту-22М — самолёта Ту-22М3 («45-03»).


Ту-22М3

Ту-22М3В январе 1974 года ВПК при Совете Министров СССР принял решение по дальнейшей модификации Ту-22М2 под двигатели НК-25. Предполагалось произвести замену двигателей, а также внести ряд существенных улучшений в конструкцию и аэродинамику самолёта. 26 июня 1974 года вышло Постановление Совета Министров СССР № 534—187, определявшее развитие Ту-22М с двигателями НК-25, с улучшенной аэродинамикой планера, со сниженной массой пустого самолёта и с улучшенными тактическими и эксплуатационными характеристиками.

В новой модификации, получившей название Ту-22М3 («45-03») были заменены двигатели, внесены изменения в конструкцию воздухозаборников, был увеличен максимальный угол отклонения поворотной части крыла до 65°. Конструкция носовой части фюзеляжа также была переработана, изменена штанга топливозаправки. Спаренная двухпушечная кормовая установка была заменена на однопушечную с улучшенной аэродинамической формой. Проведён комплекс мероприятий по улучшению аэродинамических качеств и уменьшению массы пустого самолёта (в конструкциях начал широко применяться титан). Все мероприятия по уменьшению массы, даже с учетом более тяжёлых новых двигателей, должны были обеспечить общее снижение массы самолёта на 2300—2700 кг.

Первый опытный Ту-22М3, совершил первый полёт 20 июня 1977 года. После выполнения программы лётно-доводочных испытаний Ту-22М3 с 1978 года запускается в серийное производство. C 1984 года прекращается производство ранних моделей Ту-22М и в серийном производстве остаётся только модификация Ту-22М3. С 1981 по 1984 годы самолёт проходил дополнительный комплекс испытаний в варианте с расширенными боевыми возможностями. В окончательном виде Ту-22М3 принимается на вооружение в марте 1989 года.

Всего на Казанском авиационном производственном объединении было построено 268 Ту-22М3.

В декабре 1985 года начались лётные испытания дальнего самолёта-разведчика Ту-22М3Р, спроектированного на базе Ту-22М3. В 1989 году самолёт-разведчик под обозначением Ту-22МР передали в серийное производство. Построено или переоборудовано в разведывательный вариант из бомбардировщиков Ту-22М3 12 самолётов. Существовали и другие проекты развития Ту-22М на основе применения модернизированных двигателей, новых систем оборудования и вооружения — Ту-22М4 (1990 г.) и Ту-22М5.

ВВС России располагает 70 самолётами Ту-22М-3, 83 самолёта имеются в распоряжении авиации Российского Военно-Морского Флота.

[klod]

МиГ-35/МиГ-35Д
Одноместный МиГ-35 и двухместный МиГ-35Д – это многоцелевые истребители поколения «4++», представляющие собой дальнейшее развитие боевых самолетов МиГ-29К/КУБ и МиГ-29М/М2 в направлении повышения боевой эффективности и универсальности, а также улучшения эксплуатационных характеристик.

Основные отличия МиГ-35/МиГ-35Д:
– интеграция в состав бортового радиоэлектронного оборудования информационно-прицельных систем пятого поколения;
– возможность применения перспективных авиационных средств поражения российского и иностранного производства;
– повышенная боевая выживаемость, достигаемая за счет внедрения бортового комплекса обороны.

Новейшее бортовое оборудование в сочетании с перспективным вооружением позволяют истребителям МиГ-35/МиГ-35Д решать широкий круг задач, среди которых:
– завоевания господства в воздухе в противоборстве с истребителями четвертого и пятого поколений;
– перехват существующих и разрабатываемых средств воздушного нападения;
– нанесение ударов высокоточным оружием по наземным и надводным целям без входа в зону ПВО днем и ночью в любых погодных условиях;
– ведение воздушной разведки с использованием оптико-электронных и радиотехнических средств;
– участие в групповых действиях и выполнение функций воздушного пункта управления авиационными группировками.

Конструкция МиГ-35/МиГ-35Д базируется на достижениях, реализованных на истребителях МиГ-29К/КУБ и МиГ-29М/М2. Среди них:
– увеличенная боевая нагрузка, размещаемая на девяти точках внешней подвески;
– повышенный запас топлива, дозаправка в воздухе и возможность использования в качестве танкера;
– технологии антикоррозийной защиты планера и основных систем, соответствующие стандартам, разработанным для корабельных истребителей, что существенно облегчает эксплуатацию самолета в условиях тропиков;
– существенно сниженная заметность в радиолокационном диапазоне;
– трехканальная цифровая комплексная система дистанционного управления с четырехкратным резервированием.

При разработке МиГ-35 повышенное внимание уделено улучшению эксплуатационных характеристик:
– существенно повышена надежность самолета, двигателя и авионики;
– увеличен срок службы и ресурс;
– возрос межремонтный ресурс двигателей;
– стоимость летного часа МиГ-35 почти в 2,5 раза ниже, чем у МиГ-29;
– МиГ-35 рассчитан на эксплуатацию по техническому состоянию.

Для МиГ-35/МиГ-35Д разработан комплекс технических и технологических решений, обеспечивающих автономность базирования, таких, как бортовая кислорододобывающая станция.

Силовая установка включает ТРДДФ РД-33МК, имеющие увеличенную тягу, оборудованные бездымной камерой сгорания и новой электронной системой управления с полной ответственностью (типа FADEC). Двигатели имеют модульную конструкцию и отличаются повышенной надежностью и ресурсом.

По желанию заказчика истребители могут оснащаться модификацией двигателя РД-33МК со всеракурсным отклоняемым вектором тяги (ОВТ), что обеспечивает самолету решающее преимущество в маневренном воздушном бою. Силовая установка из двух двигателей с ОВТ отработана на опытном сверхманевренном самолете МиГ-29М ОВТ.

Бортовое радиоэлектронное оборудование МиГ-35/МиГ-35Д разработано на основе технологий нового поколения.

Многофункциональная РЛС с активной фазированной антенной решеткой обеспечивает преимущество над соперниками за счет следующих факторов:
– расширенный диапазон рабочих частот;
– увеличенное количество обнаруживаемых, сопровождаемых и атакуемых целей;
– возможность одновременной работы по воздушным и наземным целям;
– увеличенная дальность обнаружения;
– повышенная разрешающая способность в режиме картографирования земной поверхности;
– высокая помехозащищенность и живучесть.

Оптико-локационная станция с инфракрасной, телевизионной и лазерной прицельной аппаратурой создана с использованием космических технологий, ранее не применявшихся в авиации. Станция отличается увеличенной дальностью действия и обеспечивает обнаружение, сопровождение, распознавание и захват воздушных и наземных/надводных целей в передней и задней полусфере днем и ночью с измерением расстояния до них с помощью лазерного дальномера, а также выработку команд целеуказания и лазерной подсветки наземных целей. Оптико-локационная станция и новая нашлемная система целеуказания и прицеливания интегрированы в систему управления вооружением. Помимо встроенной, МиГ-35 оснащается контейнерной оптико-локационной станцией.

МиГ-35/МиГ-35Д оснащен комплексом обороны, включающий, в частности:
– средства радиоэлектронной разведки и радиопротиводействия;
– оптико-электронные системы обнаружения атакующих ракет и лазерного облучения;
– автоматы выброса ложных целей для противодействия противнику в радиолокационном и инфракрасном диапазонах.

В дополнение к используемым на МиГ-29К/КУБ и МиГ-29М/М2 средствам поражения класса «воздух–воздух» и «воздух–поверхность» в состав вооружения МиГ-35/МиГ-35Д вводятся перспективные авиационные вооружения, которые ранее не предлагались на экспорт. В их числе – средства поражения большой дальности, позволяющие атаковать цели без входа в зоны ПВО.

Открытая архитектура БРЭО позволяет по требованию заказчика устанавливать на самолете новое оборудование и вооружение российского и иностранного производства.

Одноместный и двухместный варианты имеют идентичное оборудование и вооружение, а так же высокую степень унификации конструкции.

Для МиГ-35/МиГ-35Д разрабатывается комплекс технических средств обучения, включающий интерактивную автоматизированную обучающую систему и ряд тренажеров, в том числе комплексный тренажер с системой подвижности.

Базовый вариант истребителя МиГ-35/МиГ-35Д спроектирован с учетом организации международной кооперации при разработке новых вариантов самолета и серийном производстве.

[klod]

Ка-52 "Аллигатор", многоцелевой всепогодный боевой вертолет
Многоцелевой всепогодный боевой вертолет Ка-52 "Аллигатор" - двухместная модификация ударного Ка-50. Предназначен для решения широкого круга боевых задач днем и ночью в любое время года с применением всех средств поражения Ка-50. Это командирская машина армейской авиации, призванная повысить эффективность групповых действий боевых вертолетов.



Описание


Многоцелевой всепогодный боевой вертолет Ка-52 "Аллигатор" - двухместная модификация ударного Ка-50. Предназначен для решения широкого круга боевых задач днем и ночью в любое время года с применением всех средств поражения Ка-50. Это командирская машина армейской авиации, призванная повысить эффективность групповых действий боевых вертолетов.

Вертолет Ка-52 соосной схемы от своего предшественника отличается расширенной носовой частью фюзеляжа и двухместной кабиной экипажа, в которой катапультные кресла пилотов расположены "бок о бок". Пилотирование вертолета могут осуществлять без ограничений оба пилота. Кабина бронирована. Вертолет пригоден для использования в учебном варианте. Высокие летные данные соосной машины в сочетании с уникальной маневренностью позволяют Ка-52 выполнять боевые маневры в малом объеме воздушного пространства для занятия выгодной атакующей позиции за кратчайшее время.

Большое число вариантов вооружения достигается размещением на правом борту скорострельной подвижной пушки, а также на шести точках подвески под крылом в различных сочетаниях ПТУР, НАР, ракет "воздух-воздух", стрелково-пушечного оружия контейнерного типа и бомб различного калибра. По боевой мощи оружия "Аллигатор" не уступает
Ка-50 и превосходит все остальные существующие боевые вертолеты. Общая масса средств поражения на подкрыльевых держателях составляет 2000 кг.

Бортовой многофункциональный радиоэлектронный комплекс обеспечивает пилотирование, навигацию, решение боевых задач и применение средств поражения круглосуточно в любое время года. Структурно комплекс представляет собой мультиплексную многоуровневую систему на базе БЦВМ с большим объемом памяти и быстродействия. Обзорно-поисковая и прицельная системы, включающие нашлемные индикаторы информации и целеуказания, обеспечивают круглосуточное и всепогодное обнаружение заданных целей и их атаку с помощью оптической, телевизионной, лазерной, тепловизионной и радиолокационной аппаратуры.



Назначение


Ка-52 командирская машина армейской авиации, используемая для повышения эффективности групповых действий. Предназначен для разведки целей, проведения целеуказания, координации действий вертолетов при ведении боевых операций над полем боя и целераспределения между ними в группе. Осуществляет взаимодействие вертолетов с наземными командами и пунктами. Используется для обучения и тренировки летчиков. Пилотирование вертолета могут осуществлять без ограничений оба пилота. Вертолет может эксплуатироваться в любое время суток в простых и сложных метеоусловиях.



Первый полет


25 июня 1997 года



Особенности конструкции


Ка-52 - двухместная модификация серийного ударного вертолета Ка-50, от своего предшественника отличается расширенной носовой частью фюзеляжа и двухместной кабиной экипажа, в которой катапультные кресла пилотов расположены "бок о бок". Композитные лопасти несущих винтов снабжены электрической противообледенительной системой. Фюзеляж имеет аэродинамические обводы с одновременным обеспечением улучшенного обзора летчикам.



Специальное оборудование (вооружение)

Противотанковое вооружение:

Марка ПТУР "Вихрь"

Количество
12 шт.

Скорость (средняя)
400 м/с

Дальность пуска
8000 м

Бронепробиваемость
950 мм

Стрелково-пушечное вооружение:

Марка подвижной пушки
2А42

Калибр
30 мм

Боекомплект
460 патр.

Масса снаряда
0,39 кг

Начальная скорость снаряда
980 м/с

Прицельная дальность стрельбы
4000 м

Неуправляемое ракетное вооружение:

Количество НАР:
- калибра 80 мм
- калибра 122 мм

80 шт.
10шт.

Ракеты "воздух-воздух":

Марка
"Игла-В"

Количество
4 шт.

Производство



Завод-изготовитель
ААК "Прогресс"




Экипаж


2 чел.


Двигатели, количество, тип и модель 2ГТД ТВ3-117ВМА
Мощность, кВт 2 х 2203 л.с. (2 х 1620 кВт)
Габариты (длина х высота х размах крыла (фюзеляж) 14,2 м х 4,9 м х 7,3 м
Максимальная взлётная масса, кг 10400
Нормальная взлётная масса, кг 9800
Боевая нагрузка 2800 кг
Максимальная вертикальная перегрузка 3
Максимальная скорость горизонтального полёта, км/ч 310
Крейсерская скорость, км/ч 250
Скорость вертикального набора высоты (Н=2500) 8 м/c
Скорость полёта (на пикировании) 350 км/час
Статический потолок, м 3600
Динамический потолок, м 5500
Практическая дальность полёта с нормальной боевой нагрузкой, км 520
Число лопастей 2 х 3

[klod]

СУ-39
Глубокой модернизацией самолета Су-25 стал «противотанковый» штурмовик Су-39, предназначенный для применения в любое время суток и оснащенный новым высокоточным оружием — ракетным комплексом «Вихрь» с лазерно-лучевой системой наведения. Работы по созданию самолета начались в 1976 г. Штурмовик, способный бороться с малоразмерными, сильнозащищенными целями (в том числе танками стран НАТО нового поколения) первоначально предполагалось выполнить в двухместном варианте и оснастить ПТРК «Радуга», однако в дальнейшем выбор был остановлен на перспективном ПТРК «Вихрь», способным применяться одноместным самолетом.

В качестве другого основного вооружения модернизированного штурмовика рассматривалась 45-мм перспективная пушка, подвижная в вертикальной плоскости, однако из-за сложностей с отработкой этой системы было решено оснастить самолет неподвижной двухствольной пушкой ГШ-30 (30 мм). Работы по установке нового комплекса вооружения на самолете Су-25 начались в 1980 г., рабочее проектирование модернизированного штурмовика Т8-М завершилось в 1982 году, постройка первого опытного образца (в него дорабатывался учебно-боевой самолет Т8-УБ) началась в 1983 году, а первый полет штурмовика состоялся 17 августа 1984 г., машину пилотировал летчик-испытатель А.Н. Исаков. Всего из самолетов Т8-УВ, построенных в Улан-Удэ, в Тбилиси в вариант Т8-М было доработано два опытных штурмовика, а также планер для статиспытаний (проводились в СибНИА). Затем Тбилисский авиазавод выпустил партию из восьми опытных самолетов. Государственные испытания Су-25Т завершены в сентябре 1993 г., а в 1994 г. самолету было присвоено обозначение Су-39.

Первый серийный самолет совершил полет 26 июля 1990 г. В Тбилиси была собрана установочная партия из 12 штурмовиков, в 1994 г. часть этих самолетов была передана России. В дальнейшем, после распада СССР, серийное производство штурмовиков было освоено в Улан-Удэ. Для поставок за рубеж создан экспортный вариант — Су-25ТК, отличающийся составом БРЭО.

Развитием штурмовика Су-25Т стал усовершенствованный самолет Су-25ТМ, первый полет которого состоялся в 1996 г. Серийное производство этого самолета освоено на заводе в Улан-Удэ.

Сообщалось о намерении правительства Грузии заказать на тбилисском авиазаводе для собственных ВВС 50 самолетов Су-39. Однако эти планы могут быть реализованы лишь при тесном сотрудничестве с Россией.

[klod]

Самолет дальнего радиолокационного обнаружения А-50

К началу 70-х годов состоявший на вооружении войск ПВО самолет радиолокационного дозора и наведения (РЛДН) Ту-126 с радиолокационным комплексом "Лиана" уже не отвечал современным требованиям и существенно уступал новейшему американскому самолету ДРЛО Е-3А по своим характеристикам. К этому времени зенитно-ракетные комплексы буквально прижали самолеты ударной авиации к земле, где "Лиана" оказалась бессильной. Требовался новый комплекс, способный отслеживать воздушные цели на предельно малых высотах на фоне земли.

В 1969 г. было принято правительственное решение о начале разработки радиотехнического комплекса (РТК), который должен был обнаруживать и сопровождать скоростные малозаметные воздушные цели, летящие у земли. Его созданием занялся Московский научно-исследовательский институт приборостроения (головной институт НПО "Вега-М"). Кроме того, одним из требований заказчика было использование в качестве носителя нового комплекса одного из серийных тяжелых самолетов. По этой причине был отклонен проект ОКБ Туполева — Ту-156, по общей компоновке близкий к американскому Е-ЗА. Новый самолет РЛДН решено было делать на основе Ил-76.

Хотя по летным характеристикам такая машина и проигрывала варианту с носителем на базе пассажирского самолета, использование отработанного и надежного серийного Ил-76 существенно снижало стоимость программы по созданию авиационного комплекса РЛДН и, кроме того, упрощало вопросы материально-технического обеспечения при последующей эксплуатации серийных машин в строевых частях. Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 1973 г. создание самолета РЛДН А-50 было предписано ОКБ под руководством А.К.Константинова.

При создании самолета РЛДН был выполнен большой объем работ по отладке и доводке радиотехнического комплекса. Одновременно, на опытном производстве ОКБ в Таганроге в напряженном и не всегда ритмичном режиме шло переоборудование серийного Ил-76 в первый опытный А-50, завершившееся в 1978 г. передачей самолета на испытания.

Первый полет А-50 совершил 19 декабря 1978 г., еще без РТК на борту (командир — летчик-испытатель В.П.Демьяновский). Позже самолет дооборудовали штатным РТК и с 16 августа 1979 г. начались совместные государственные испытания. Поскольку на летающей лаборатории испытали только малую часть радиоэлектронной аппаратуры, А-50 в первый период испытаний фактически стал стендом для наземной отработки радиотехнического комплекса, надежность которого на первых порах оставляла желать лучшего.

Основное оружие А-50 — мощный радиотехнический комплекс Шмель, состоящий из: трехкоординатная радиолокационная станция с пассивным каналом пеленгации, аппаратура съема и отображения полученной информации, система активного запроса — ответа и передачи команд или информации целеуказания перехватчикам, цифровой вычислительный комплекс для решения задач управления, наведения истребителей на воздушные цели, система госопознавания, аппаратура командной линии радиоуправления, аппаратура ЗАС, система связи, телекодовая аппаратура, аппаратура документирования.

Общая масса радиотехнического комплекса — 20т. Радиолокационная станция, работающая в сантиметровом диапазоне, способна обнаружить цель класса истребитель, летящую на малой высоте на фоне земли на дальности 200–400 км, на большой высоте — 300–600 км. Морские цели обнаруживаются на удалении до 400 км. Количество одновременно сопровождаемых целей — 50–60 (на усовершенствованном варианте — до 150 целей), число одновременно наводимых истребителей — 10–12. Для выявления старта тактических и оперативна тактических баллистических ракет, а также ракет морского базирования на модернизированный самолет может устанавливаться инфракрасная система обнаружения факела двигателя ракеты, способная на высоте 10 000 м o6нгаружить факел стартующей ракеты на дальности до 1000 км. Автоматизированные рабочие места операторов снабжены крупноформатными цветными индикаторам на ЭЛТ.

Цифровой вычислительный комплекс построен с использованием БЦВМА — 50 (НИИ Аргон) с архитектурой ЕС ЭВМ. БЦВМ выдаст обработанную информацию на экран индикаторов в буквенно-цифровом и плановом видах. Сюда же выводятся данные о взаимодействующих с АКРДН истребителях — номера, курс, высота, скорость, остаток топлива.

Взаимодействие с перехватчиками осуществляется по фиксированным автоматизированным каналам наведения. Дальность оперативной радиосвязи по каналу KB диапазона 2000 км, а по каналу УКВ диапазона и по широкополосной радиолинии-400 км. Имеется спутниковая радиолиния, обеспечивающая глобальную связь. Самолет оснащен пилотажно-навигационным комплексом, предназначенным для решения задач самолето-сопровождения в любых метеорологических условиях, па любых географических широтах, в любое время суток, а также для выдачи пилотажно-навигационной информации в специальные комплексы.

Имеется комплекс самообороны, обеспечивающий защиту от истребителей противника в передней и задней полусфере, включающий средства активного и пассивного радиоэлектронного противодействия (и радиолокационные отражатели и навесные батареи с ложными тепловыми целями — такой самолет впервые был показан 11–16 августа 1992 года на Мосаэрошоу-92).

Самолет оборудован системой дозаправки топливом в полете методом шланг — конус. Имеются устройства выброса ложных тепловых целей

БРЭО самолета обеспечивает выполнение боевых задач при организованных помехах и противодействии противника. По мнению главного конструктора комплекса Шмель В. П. Иванова, уступая американскому E-3 Сентри в дальности обнаружения целей и по числу автоматизированных каналов наведения, А-50 превосходит его по уровню выделения целей на фоне мешающих отражений от земной поверхности. Установленная на А-50 аппаратура тяжелее американского оборудования аналогичного назначения примерно в полтора раза.

В комплекс входят также несколько систем, обеспечивающих связь А-50 с другими объектами ПВО. Все выполнено на современном уровне, включая использование спутников для координатной системы и связи. Обслуживают Шмель всего 10 операторов. (Для сравнения на Сентри их более 20). Как у всякого АВАКСа, на А-50 установлен обтекатель вращающейся антенны радара кругового обзора. На снимке виден его впечатляющий размер (диаметр 10,5 м, высота — 2 м). Конструкторам надо было решить задачу аэродинамического и радиотехнического совмещения радара и Т-образного хвостового оперения Ила. И они расположили обтекатель сзади крыла (недалеко от задней кромки) и центра тяжести всей машины на двух пилонах, так что его плоскость (большой площади) находится ниже стабилизатора, но заметно выше фюзеляжа.

Такое расположение достаточно удачное: А-50 уже давно летает, и особых замечаний по его пилотированию нет, хотя огромный гриб вряд ли улучшает аэродинамику самолета. Очевидно, что создаваемый обтекателем нисходящий поток уменьшает подъемную силу стабилизатора, снижает его эффективность, но, с другой стороны, плоскость обтекателя также создает дополнительный стабилизирующий эффект. В любом случае было бы желательно для улучшения эффективности управления самолетом по тангажу увеличить площадь стабилизатора, но на такие изменения планера ОКБ и завод не пошли. Ведь радар установлен вблизи центра тяжести, центровка самолета в полете меняется незначительно (как у обычного Ил-76 в зависимости от выработки топлива). Первые же испытания А-50 показали, что необходимо улучшить устойчивость по тангажу. Для этого, а также для уменьшения влияния отраженных радиоизлучений и улучшения селектирования целей на фоне земли, сзади на обтекателях шасси поставили большой площади треугольные горизонтальные аэродинамические гребни. Под левый гребень выведена выхлопная труба ВСУ. Грузовая рампа для этого самолета функционально не нужна, поэтому створки люка зашиты металлическими листами.

Установка обтекателя радара создала дополнительный вихревой поток, попадающий на переднюю кромку киля, снижающий его эффективность и существенно влияющий на устойчивость по курсу. Конструкторы, учитывая это обстоятельство, тщательно запрофилировали пилоны обтекателя, и в результате они создают значительный стабилизирующий эффект (по курсу). По бокам носовой и хвостовой части фюзеляжа установлены каплеобразные обтекатели мощной аппаратуры РЭБ. Перед центропланом расположен обтекатель антенн спутниковой связи. В переднюю кромку крыла и у корней врезаны квадратные радиопрозрачные панели, а справа — еще и небольшой воздухозаборник. Чтобы гриб не заслонял верхний проблесковый огонь, последний перенесли с центроплана на вершину киля. Обтекатели механизмов уборки основного шасси, которые у Ил-76 плавно сходят на нет спереди и сзади, на А-50 имеют постоянное сечение почти по всей длине.

Спереди в обтекателях с двумя круглыми воздухозаборниками охлаждения также расположили аппаратуру. Поэтому ВСУ пришлось перенести из передней части левого обтекателя в заднюю, под гребень, а чтобы она устойчиво работала на всех режимах, плоский воздухозаборник со створкой заменили выступающей наверх ноздрей. Как и его предшественник, А-50 может дозаправляться в воздухе — перед остеклением пилотской кабины установлена заправочная штанга, от которой по правому борту идет наружный топливопровод к центроплану. При ночной заправке штанга подсвечивается двумя убирающимися фарами. Без дозаправки самолет может находиться на боевом курсе до четырех часов. В испытаниях А-50 участвовал добрый десяток прототипов, различавшихся в деталях. Так, машины с бортовыми номерами 10 и 15 имели стандартную для Ил-76 форму задних частей обтекателей шасси. Обтекатели антенн аппаратуры РЭБ и спутниковой связи были окрашены в белый цвет (в серии их сделали темно-серыми). У еще одного прототипа без номера не было обтекателей аппаратуры РЭБ по бокам и зубов на радиопрозрачной панели под носом, а верхний проблесковый огонь находился над центропланом, зато задние части обтекателей шасси были утолщены (что было принято в серии).

Итак, авиационный комплекс А-50 может: обнаруживать и сопровождать воздушные цели; опознавать их государственную принадлежность; управлять воздушным движением и наведением на цель; передавать данные радиолокационной обстановки в зоне обзора другим участникам ПВО; принимать команды с пункта управления; выполнять функции командного пункта управления; определять источники излучения и пеленги на них.

Всего в Таганроге с декабря 1978 г. по октябрь 1983 г. в А-50 было переоборудовано три Ил-76, на которых и проводились совместные государственные испытания. На первом А-50 определялись летно-технические характеристики и опробовались системы обеспечения РТК, на втором сам РТК и пилотажно-навигационный комплекс Пунктир, на третьем — комплекс РЭП и спецоборудование. Скорейшему проведению испытаний и принятию на вооружение нового комплекса придавалось очень большое значение. Государственную комиссию возглавил лично Главнокомандующий ВВС, главный маршал авиации П.С.Кутахов, кроме того, ход испытаний А-50 был под постоянным контролем министров авиационной промышленности И.С.Силаева и радиотехнической промышленности П.С.Плешакова. Основной этап испытаний, с 1980 г. по 1985 г., проходил в Государственном научно-исследовательском Краснознаменном институте ВВС (г. Ахтубинск).

В декабре 1984 г. по результатам испытаний было принято решение о строительстве серийных А-50 на ташкентском авиационном заводе. В 1985 г. началась опытная эксплуатация самолетов в строевых частях, продолжавшаяся до 1988 г.

На Западе новому советскому самолету РЛДН присвоили кодовую кличку Mainstay — устой, оплот. Впервые вероятные противники увидели его вблизи 4 декабря 1987 г., когда норвежский противолодочный Р-3В Orion из 333-й эскадрильи обнаружил А-50 над нейтральными водами Баренцева моря.

Официально на вооружение комплекс был принят в 1989 г. За его создание Постановлением Правительства РФ от 16 января 1996 г. группе ведущих специалистов авиационной и радиотехнической промышленности, а также ВВС присуждена Государственная премия РФ в области науки и техники. Среди лауреатов создатели А-50: А.К.Константинов, Г.С.Панатов и С.А.Атаянц.

До 1990 г. самолеты А-50 несли рутинную службу, время от времени участвуя в крупных учениях, как Вооруженных сил СССР, так и совместных с армиями стран-участниц организации варшавского договора. Зимой 1991 г., во время боевых действий в Персидском заливе, пара А-50 патрулировала над водами Черного моря, осуществляла слежение за боевыми самолетами антииракской коалиции, наносившими удары по Ираку с территории Турции. Тогда же полку пришлось покинуть обжитую базу, в одночасье очутившуюся в суверенной Литве и перелететь на северный российский аэродром Печоры. Сейчас все российские А-50 входят в состав авиационной базы боевого применения самолетов РЛДН, базирующейся на аэродроме Иваново.

На свою первую настоящую войну А-50 попал только в конце 1994 г., правда, когда он создавался, никому и в страшном сне не могло присниться, что произойдет это на своей земле, в Чечне. Три самолета А-50 были переброшены на оперативный аэродром Приволжский. После того, как 21 декабря 1994 г. российская ПВО после почти трехлетнего перерыва восстановила полный контроль над воздушным пространством Чечни, самолеты А-50, постоянно находившиеся в воздухе, создали над зоной боевых действий сплошное радиолокационное поле. Совместное патрулирование А-50 и перехватчиков Су-27 и МиГ-31 не позволило чеченским сепаратистам организовать воздушный мост с зарубежьем. Аналогичные задачи самолеты А-50 выполняли и во время антитеррористической операции зимой 1999–2000 гг.

В 1988 г. один А-50 был переоборудован в А-50Э для возможной продажи на экспорт. В этом варианте он был продемонстрирован в 1988 г., в Кубинке, председателю объединенного комитета начальников штабов Индии адмиралу Надкарни.

Один из серийных самолетов в 1997–1999 гг. был переоборудован на ТАНТК им. Г.М.Бериева в вариант АИ для установки израильского радиоэлектронного комплекса.

В апреле 2000 г. один А-50 был взят ВВС Индии в краткосрочную аренду у ВВС России. Всего было выполнено десять полетов, каждый продолжительностью до 6 часов. Пилотировал машину российский экипаж из состава авиационной базы боевого применения самолетов РЛДН, которому и принадлежала машина, но в полетах принимали участие и индийские специалисты. Базировался А-50 на аэродроме Чандиханг (штат Пенджаб).

В настоящее время актуальность дальнейшего развития авиационных комплексов РЛДН еще более возросла, а А-50 является единственным самолетом этого класса в составе ВВС России. Самолеты РЛДН являются непременными участниками всех проводящихся летно-тактических учений ВВС России. Создается вариант А-50Э для поставок на экспорт.

Первые поступившие на вооружение А-50 получили весьма аскетичную окраску — верхняя часть фюзеляжа белая, нижняя часть (до уровня обтекателя топливопровода системы дозаправки), несущие поверхности и мотогондолы с пилонами — серые. Опознавательные знаки — звезды на шести позициях, наносились на верхние, и нижние поверхности крыла, а также киль. Красные двухзначные бортовые номера с тонкой черной окантовкой располагались в хвостовой части фюзеляжа за люками аварийных выходов.

Диски колес традиционно окрашивались зеленой термостойкой краской. Створки реверса двигателей имели цвет неокрашенного металла. В задней части пилонов двигателей и на прилегающей к двигателям нижней поверхности крыла нанесены черные антинагарные поля. Противобликовое покрытие в носовой части тоже черное, матовое. Штанга дозаправки в воздухе — верхняя часть черная матовая, аналогично противобликовому покрытию, нижняя — белая. Обогреваемые части воздухозаборников двигателей, пилонов радиопрозрачного обтекателя, предкрылки, носки киля и стабилизатора — анодированный металл, покрытый лаком. Линии, маркирующие зоны вырубки обшивки при аварии — желтые. Люки аварийных выходов с синей окантовкой. Все радиопрозрачные обтекатели, кроме вращающегося обтекателя антенны РЛС — белые. Вращающийся обтекатель РЛС — серый.

Иллюминаторы основного и аварийных выходов, боковые и верхние окна пилотской кабины (кроме передних окон и сдвижных форточек) снабжены стеклом с металлизацией для защиты от СВЧ — излучения РЛС и поэтому имеют характерный золотистый оттенок.

На А-50 поздних серий выпуска все радиопрозрачные обтекатели получили серую окраску. Граница между серой и белой окраской стала проходить ниже, под каплеобразными радиопрозрачными обтекателями комплекса РЭП, захватывая верхнюю часть входной двери. Бортовые номера наносились на той же позиции, но выше.

Машины, входящие в состав авиационной базы боевого применения самолетов РЛДН ВВС России, наконец, получили бортовую живопись — круглые шевроны с эмблемой базы за кабиной экипажа (только с правого борта). Бортовые номера стали дублироваться более мелко белым цветом на передних створках основных стоек шасси.

Все самолеты несут следы длительной эксплуатации и хранения на открытом воздухе. Серая окраска тускнеет и высветляется, появляются потертости на противобликовом покрытии. На вращающемся обтекателе РЛС родная серая окраска сохраняется только в его нижней части. Сверху, радиопрозрачные секции гриба получают своеобразный камуфляж из пятен серой краски и проступающей из-под нее зеленой грунтовки. На кессоне обтекателя из-под краски проглядывает дюраль.


Тактико-техническая характеристикаРазмах крыла, м 50,5
Длина, м 46,59
Высота, м 14,8
Площадь крыла, м2 300
Масса пустого самолета, кг 104000
Масса максимальная взлетная, кг 170000
Масса топлива нормальная, кг 80000
Максимальная скорость, км/ч 800
Крейсерская скорость, км/ч 800
Практическая дальность, км 7500
Практический потолок, км 12
Экипаж, человек 5 + 10 РТК

ДвигателиТип Модель Кол-во Тяга одного, кгс
ТРДД ПС-90А 4 16000

[klod]

Противолодочный вертолет Ка-27


Несмотря на недостатки, вертолеты Ка-25ПЛ неплохо проявили себя при поиске и слежении за подводными лодками (ПЛ) и позволили выработать более обоснованные требования, которым должны отвечать противолодочные вертолеты. Ограниченные объемы кораблей, размеры взлетно-посадочных площадок, ангаров и лифтоподъемников оставляли в силе основное требование — вертолет должен иметь небольшие габариты.

Поиск с применением гидроакустических станций (ГАС) связан с многократными разгонами и торможениями, в связи с чем требовалось существенного улучшить вибрационные характеристики, устойчивость и управляемость на переходных режимах. Висение над водной поверхностью должно обеспечиваться с высокой точностью. Учитывая сложность этих режимов, желательно было иметь на противолодочных вертолетах системы автоматической стабилизации и автоматического управления по заданной программе. Корабельные вертолеты ведут поиск ПЛ на значительных удалениях от кораблей, и если произошел отказ одного двигателя, то оставшийся должен обеспечить продолжение полета. Это тем более важно, так как аварийные средства вертолета не обеспечивают безопасной посадки на воду, особенно при волнении более трех баллов. Имелось и множество соображений по защите от воздействия морской среды и электромагнитных волн корабельных средств на аппаратуру, пиротехнические устройства и экипаж вертолета.

Ка-25ПЛ многим из этих требований не удовлетворял и морально устарел, поэтому назрела необходимость в новом корабельном вертолете. Некоторые надежды возлагались на вертолет нового поколения Ка-252, к проработке которого ОКБ Н.И.Камова приступило в 1968 г. Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 26 декабря 1968 г. началась разработка поисково-прицельной системы (ППС) для Ка-252.

15 мая 1970 г., после окончания грандиозных по масштабам маневров «Океан», главком ВМФ адмирал флота Советского Союза С.Г.Горшков принял Главного конструктора Н.И.Камова и в присутствии заместителя командующего авиацией ВМФ генерал-лейтенанта Н.А.Наумова выслушал и, судя по всему, одобрил предложения по новому вертолету. Следует отметить, что С.Г.Горшков был большим сторонником развития корабельной авиации. Перспективными вертолетами предполагалось вооружить новые строящиеся тяжелые авианесущие крейсера (ТАКР) проекта 1143 «Киев», «Минск» и другие, запланированные на последующие годы. 3 апреля 1972 г. ЦК КПСС и СМ СССР приняли постановление № 231–86, в соответствии с которым ОКБ Камова поручалось разработать тяжелый корабельный противолодочный вертолет Ка-252 по ТТТ ВВС и ВМФ от 28 октября 1971 г. Важнейшими являлись требования базирования на тех же кораблях, что и Ка-25 и выполнение гидроакустического поиска ПЛ на удалении до 200 км в течение 1 ч 25 мин в поисково-ударном варианте. После выхода правительственного решения о создании вертолета Ка-252, работы в ОКБ под руководством заместителя Главного конструктора М.А.Купфера развернулись в полном объеме.


Заседание макетной комиссии по вертолету состоялось в июле 1973 г. Представленные материалы по облику вертолета показывали, что в случае успешной реализации задуманного вертолет будет обладать несравненно более высокими по сравнению с Ка-25ПЛ характеристиками, интегрируя все новое, что к этому времени было создано или находилось в разработке и было близко к завершению. Ка-252 предназначался для поиска, обнаружения, отслеживания и уничтожения современных ПЛ следующих на глубине до 500 м и скоростях хода до 75 км/ч в районах поиска, удаленных от корабля базирования (места взлета) до 200 км при волнении моря до 5 баллов днем и ночью в простых и сложных метеоусловиях. Как следовало из представленных материалов, вертолет мог обеспечить выполнение основных тактических и вспомогательных задач как одиночно, так и в составе группы и во взаимодействии с кораблями флота на всех географических широтах. В Ка-252 закладывалась возможность транспортировки на небольшие расстояния людей и грузов с помощью унифицированной системы подвески. Однако обращало внимание, что в докладе о боевых возможностях производилось сравнение еще не существовавшего Ка-252 с уже состоявшим на вооружении ВМС США противолодочным вертолетом SH-3D, и заявлялось, что Ка-252 будет уступать американскому сопернику по ряду важнейших показателей. Подобное положение некоторым показалось недопустимым. Но после знакомства с предлагаемым составом оборудования, члены комиссии были вынуждены признать, что лучшего у нас все равно не было, а с имевшимся требовать от отечественных противолодочных вертолетов более высоких характеристик и сравнивать их с зарубежными образцами было, по меньшей мере, некорректно. Мощные и надежные двигатели ТВЗ-117 должны были в 1,7 раза повысить энерговооруженность вертолета по сравнению с Ка-25ПЛ. За счет этого планировалось улучшить летно-тактические характеристики Ка-252 на 30–40%.



Наибольший интерес вызвала новая концепция построения ППС «Осьминог» несравненно более высокого уровня, чем ППС «Байкал» вертолета Ка-25ПЛ. В «Осьминоге» явно просматривалась идеология построения ППС самолетов Ил-38 и Ту-142М. Отличительными особенностями ППС «Осьминог» стали информационно-вычислительная подсистема на базе бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ), индикатор тактическую обстановку, возможность взаимного ориентирования вертолетов в составе тактической группы, высокая степень автоматизации процесса поиска ПЛ. Бортовая автоматизированная система «Привод-СВ-борт», совместно с навигационным комплексом и корабельной аппаратурой предназначалась для решения широкого круга задач, связанных с вертолетовождением и маневрированием (режимы работы «навигация» и «посадка». На Ка-252 предполагалось установить новую опускаемую ГАС с лучшими, чем у ГАС ВГС-2 вертолета Ка-25ПЛ, характеристиками. Главным конструктором было принято пожелание летного состава улучшить обзор с рабочего места летчика. Акт макетной комиссии главнокомандующий ВВС утвердил 27 августа 1973 г. Если по летно-тактическим характеристикам и ожидаемой эффективности вертолет Ка-252 должен был превзойти своего предшественника, то темпы его разработки и испытаний, увы, не отличались от традиционных.

Летчик-испытатель Е.И.Ларюшин впервые поднял Ка-252 в воздух с аэродрома летно-испытательного комплекса Ухтомского вертолетного завода 8 августа 1973 г. После нескольких висений полеты были прерваны, и только 24 декабря летчик-испытатель Н.П.Бездетнов произвел первый полет по кругу. Это случилось через месяц после смерти Н.И.Камова. Конструкторское бюро возглавил С.В.Михеев, под руководством которого и были продолжены работы по Ка-252. Дальнейшие испытания велись с частыми нарушениями сроков, их переносом по различным причинам. В результате испытания по этапу А (совместные МАП и ВВС) растянулись почти на четыре года — с января 1974 г. по октябрь 1977 г. Были выполнены 2197 полетов с налетом 1396 ч. В мае 1977 г., параллельно с еще не закончившимся этапом А, начался этап испытаний Б. Как это часто бывает, по итогам этапа А и еще до окончания этапа Б в декабре 1977 г. было выдано заключение о запуске Ка-252 в серию на авиационном заводе в г. Кумертау. На этапе испытаний Б были выполнены 464 полета с налетом 500 ч. Испытания не всегда шли гладко и четырежды прерывались для устранения неполадок двигателей, редуктора свободного хода, аппаратуры «Привод-СВ» и ГАС. По завершении летно-конструкторских испытаний были проведены летно-морские, в ходе которых были выполнены 109 взлетов и посадок на палубы кораблей проектов 1134 и 1143 при ботовой качке до 10 градусов.

Испытания вскрыли целый ряд недостатков и несоответствий с требованиями заказчика. В частности, ведущие летчики подполковники Ю. Тишков, Н.Трушков, А.Смирнов, А.Положенцев и другие отмечали, что не обеспечивается приемлемая стабилизации режима висения; рычаги управления двигателем расположены под правую руку, что не дает возможность одновременного запуска двигателя в воздухе и пилотирования. Большим оказалось количество операции при запуске двигателя — порядка 20. Имелись претензии и к неудобному размещению членов экипажа на рабочих местах, что свидетельствовало о недостаточном внимании к этому на макетной комиссии. В Акте по результатам испытаний отмечено, также, что кабина негерметична, сдвижные двери закрывались неплотно, и при отрицательных температурах у членов экипажа мерзли руки. Общие замечания по пилотажно-навигационному комплексу (ПНК) были сформулированы очень емко: «...большая отказность ПНК не позволяет выполнять боевую задачу с необходимой эффективностью, снижает морально-психологический настрой экипажа». Устранение замечаний потребовало длительного времени, однако часть выявленных недостатков так и не устранили, и они периодически дают о себе знать в эксплуатации серийных вертолетов. 14 апреля 1981 г., через 9 лет после выхода Постановления о начале работ, Ка-252 был принят на вооружение под обозначением Ка-27.

За создание нового боевого корабельного вертолета в 1982-м коллективу разработчиков, в том числе С.В.Михееву, М.А.Купферу и И.А.Эрлиху, присуждена Ленинская премия. Серийное производство было начато в 1977 г. на вертолетном заводе в г. Кумертау. После прохождения летных испытаний и принятия на вооружение ВМФ новый вертолет получил обозначение Ка-27. К 1981 г. вертолеты Ка-27 были развернуты на эсминцах и ракетных крейсерах, на вертолетоносцах «Киев», «Минск», «Новороссийск» и «Баку», а затем на авианесущем корабле «Адмирал флота Кузнецов».



Многоцелевые вертолеты Ка-27 стали базовыми для разработки ряда модификаций и семейства новых вертолетов, среди которых: Ка-27ПЛ — основной корабельный противолодочный вертолет ВМС России. Поступил на вооружение в 1982 г. Поставлено более 100 вертолетов. Экипаж состоит из трех человек: летчика, штурмана-координатора и оператора противолодочных систем. Вертолеты обычно действуют парами: один обнаруживает подводную лодку, другой ее поражает, обеспечивая противолодочную оборону на площади около 2000 кв.км. По боевой эффективности вертолеты Ка-27ПЛ превосходят вертолеты Ка-25 в 3–5 раз. Вертолеты были поставлены также ВМФ Индии и Югославии под обозначением Ка-28.

Тактико-техническая характеристикаДиаметр несущего винта, м 15,74
Длина, м 9,75
Высота, м 5,37
Масса пустого вертолета, кг 4100
Масса нормальная, кг 6670
Масса максимальная взлетная, кг 7150
Скорость, км/ч до 205
Крейсерская скорость, км/ч 170
Практическая дальность полета, км 700
Практический потолок, км 3,5
Статический потолок, км 1,2
Полезная нагрузка, кг 2000
Экипаж, человек 2

ДвигателиТип Модель :
ГТД ТВ3-117ВМА 2х2200 лс

Авиационное артиллерийское оружие:
пушка 2А42 30 1 500

Авиационные средства поражения:
1 ПКР 2 2000
2 НАР С-8, С-13, С-25
3 глубинные бомбы 2000