Проектирование самолетов

Міністерство освіти і науки України

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є.Жуковського

"Харківський авіаційний інститут"

Кафедра проектування літаків та вертольотів

До захисту допускаю

Завідувач кафедрою,

професор __________Рябков В.І.

"___"______________ 2002 р.

ПОЯСНЮВАЛЬНА ЗАПИСКА

ВИПУСКНОЇ РОБОТИ БАКАЛАВРА

Харків, 2002 р.

Анотація

Випускна робота бакалавра містить:

сторінок              - 135

малюнків             - 41

таблиць               - 10

додатків               - 11

Об’єктом дослідження даної роботи є надзвуковий, маневровий винищувач з крилом зворотної стріловидності, його системи, вузли та агрегати.

Ціллю даної роботи являється закріплення пройденого матеріалу під час самостійної підготовки при виконанні роботи, дослідження та порівняння характеристик, котрі має літак з крилом зворотної стріловидності.

При виконанні випускної роботи бакалавра використовувались різні методи дослідження: статистичний, аналітичний, розрахунковий. графічний. За допомогою цих методів були зібрані статистичні дані по прототипам-літакам, проаналізовані параметри, котрі вони мають, а також була зроблена статистична таблиця. Випускна робота бакалавра складається з чотирьох розділів: конструкторська частина, технологічна частина, безпека життєдіяльності, економічна частина.

В конструкторський частині були отримані початкові дані для розрахунку літака. Виконаний розрахунок маси в нульовому приближенні, знайдені геометричні параметри по котрим в подальшому побудоване креслення загального вигляду літака. Статистичні дослідження за допомогою Інтернету, а також вивчення різної літератури дали змогу спроектувати конструктивно-силову схему літака. Знайти відносні величини найкращі, для нульового приближення, розміри, підібрати оптимальний профіль для несучих поверхонь, зв’язати всі поверхні між собою. Виходячи з результатів, отриманих в першій частині, был було виконане креслення конструктивно-силової схеми літака. Після цього були виконані розрахунки лонжерону мінімальної маси, а також оптимальної монолітної панелі.. Був вибраний матеріал цих агрегатів, обчислена маса, геометричні параметри виходячи з нагрузок діючих на крило. При проектуванні панелі виконаний розрахунок для декількох приведених товщин. За результатами розрахунків виконані креслення. Виконане проектування силової установки та системи керування літаком, в котрих розглянуто різні способи життєзабезпечення літака: паливна, дренажна, повітряна, протипожежна та інші. В розділі проектування системи керування стабілізатором спроектована як механічна, так і електродистанційна система керування. Виконана порівняльна характеристика цих систем. Побудовані креслення.

В технологічній частині був спроектований штамп послідовної дії для виготовлення плоскої деталі, при її виробництві 1000 шт. Згідно результатів отриманих при проектуванні штампа, побудовані креслення.

В частині безпеки життєдіяльності розглянутий комплекс засобів індивідуального життєзабезпечення та аварійного рятування пілота літака.

В економічній частині був виконаний розрахунок економічного ефекту при різних варіантах матеріалу,із котрого виготовляється монолітна панель.

Робота була виконана на ЕОМ, з використанням різних програмних продуктів: Компас 3D версія 5.11, Компас Штамп версія 5.3 Microsoft Word 2002, всі розрахунки виконані в програмному середовищі Mathcad 2000 Professional, POWER, AEROFOIL, міжнародна сітка Інтернет.

Аннотация

Выпускная работа бакалавра содержит:

страниц               - 135

рисунков             - 41

таблиц                 - 10

приложений                  - 11

Объектом исследования данной работы является сверхзвуковой, маневренный истребитель с крылом обратной стреловидности, его системы, узлы и агрегаты.

Целью данной работы является закрепление изученного материала во время самостоятельной подготовки при выполнении работы, исследование и сравнение характеристик, которые имеет самолет с крылом обратной стреловидности.

При выполнении выпускной работы бакалавра применялись различные методы исследования: статистический, аналитический, расчетный, графический. С помощью этих методов были собраны статистические данные по прототипам-самолетам, проанализированы параметры, которые они имеют, а также была сделана статистическая таблица. Выпускная работа бакалавра состоит из четырех частей - это конструкторская часть, технологическая часть, безопасность жизнедеятельности, экономическая часть.

В конструкторской части были получены изначальные данные для расчета самолета. Выполнен расчет массы в нулевом приближении, определены геометрические параметры, по которым в дальнейшем построен чертеж общего вида самолета. Статистические исследования с помощью интернета, а также изучения различной литературы дали возможность спроектировать конструктивно-силовую схему самолета. Определить относительные величины, наилучшие, для нулевого приближения, размеры, подобрать оптимальный профиль несущих поверхностей, увязать все поверхности между собой. Исходя из результатов, полученных в первой части, был выполнен чертеж конструктивно-силовой схемы самолета. После выполнены расчеты и проектировка лонжерона минимальной массы и оптимальной монолитной панели. Был выбран материал этих агрегатов, рассчитаны масса, геометрические параметры исходя из нагрузок действующих на крыло. При проектировке панели производился расчет для нескольких приведенных толщин. По результатам расчета выполнены чертежи. Произведено проектирование силовой установки и системы управления самолетом, в которых рассмотрены различные системы жизнеобеспечения самолета: топливная, дренажная, воздушная, противопожарная и другие. В разделе проектирования системы управления стабилизатором спроектирована как механическая, так и электродистанционная система управлении. Выполнена сравнительная характеристика этих систем. Построены чертежи.

В технологической части был спроектирован штамп последовательного действия для изготовления плоской детали, при ее производстве 1000 шт. Согласно, параметров полученным при проектировке штампа, построены чертежи.

В части безопасности жизнедеятельности рассмотрен комплекс средств индивидуального жизнеобеспечения и аварийного спасения пилота самолета.

В экономической части был произведен расчет экономического эффекта при различных вариантах материала, из которого изготавливается монолитная панель.

Работа была выполнена на ЭВМ, с применением различных программных продуктов: Компас 3D версия 5.11, Компас Штамп версия 5.3 Microsoft Word 2002, все расчеты произведены в программной среде Mathcad 2000 Professional, POWER, AEROFOIL, международная сеть интернет.

The annotation

activity of the bachelor contains:                           - 135                   - 41                     - 10                   - 11of research of the given activity is the supersonic, maneuverable fighter with a swept-forward wing, his(its) systems, units and aggregates.purpose of the given activity is fastening of the studied material during independent preparation at fulfillment of activity, research and matching of characteristics which the airplane with a swept-forward wing has.fulfillment of outlet activity of the bachelor different methods of research were applied: statistical, analytical, computational, graphic. With the help of these methods statistical data on prototypes - airplanes were collected, parameters which they have are parsed, and also the statistical table was made. Outlet activity of the bachelor consists of four parts is a designer part, a technological part, safety of habitability, an economic part.a designer part initial data for calculation of an airplane were obtained. Calculation of weight in zero approximation is made, geometrical parameters on which in the further the general-arrangement drawing of an airplane is constructed are determined. Statistical researches with the help of the Internet, and also learning of the different literature have enabled to design the structurally - power scheme of an airplane. To define relative values, the best, for zero approximation, the sizes, to pick up an optimum structure of bearing surfaces, to coordinate all surfaces among themselves. Outgoing from the results obtained in the first part, the drawing of the structurally - power scheme of an airplane was made. The ambassador calculations and designing a spar of minimum weight and the optimum monolithic panel are executed. The material of these aggregates was selected, geometrical parameters outgoing from loads operational on a wing are calculated weight. At designe panels it was settled an invoice for several reduced thickness. By results of calculation drawings are made. Designing of a power plant and a control system of an airplane in which different environmental control systems of an airplane are considered is made: fuel, drainage, air, fire-prevention and others. In section of designing of a control system by the stabilizer the electro remote system control is designed both mechanical, and. The comparative characteristic of these systems is made. Drawings are constructed.a technological part the serial title block for manufacturing of a flat detail was designed, by its production 1000 piece. It agrees, parameters obtained at designing a title block, drawings are constructed.safety of habitability the complex of means of personal life-support and emergency saving of the pilot of an airplane is considered.an economic part calculation of economic benefit was made at different versions of a material of which the monolithic panel is made.was executed on the COMPUTER, with application of different software products: the Compass 3D version 5.11, the Compass the title Block version 5.3 of Microsoft Word 2002, all calculations are made in software environment MathCAD 2000 Professional, POWER, AEROFOIL, the internet work the Internet.

Содержание

Конструкторская часть

Введение

Задание

.1 Описание прототипов и краткая характеристика их модификаций

Данные по лучшему официальному результату

.2 Выбор и обоснования аэродинамической схемы самолета

.3 Анализ статистических данных

.4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении

.5 Подбор двигателя

.5.1 Описание

.6 Определение геометрических частей самолета

.6.1 Определение геометрических параметров крыла

.6.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа

.6.3 Определение геометрических параметров переднего горизонтального оперения

.6.4 Определение геометрических параметров горизонтального оперения

.6.5 Определение геометрических параметров вертикального оперения

.6.6 Механизации самолета

.7 Выбор конструктивно-силовой схемы самолета

.7.1 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла

.7.2 Выбор конструктивно-силовой схемы переднего горизонтального оперения

.7.3 Выбор конструктивно-силовой схемы горизонтального оперения

.7.4 Выбор конструктивно-силовой схемы вертикального оперения

.7.5 Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа

.7.6 Выбор конструктивно-силовой схемы шасси

.8 Описание конструкции самолета

.8.1 Система управления

.8.2 Оборудование самолета

.8.3 Вооружение самолета.

.9.1 Определение изгибающего момента действующего в крыле

.9.2 Расчет верхнего сжатого пояса 2-го лонжерона

.9.3 Расчет нижнего растянутого пояса 2-го лонжерона

.9.4 Расчет стенки лонжерона

.9.5 Расчет заклепочных соединений

.10 Расчет монолитной панели

.11 Проектирование силовой установки самолета

.11.1 Проектирование топливной системы самолета

.11.2 Проектирование дренажной системы самолета

.11.3 Проектирование противопожарной системы самолета

.11.4 Проектирование масляной системы самолета

.11.5 Проектирование системы всасывания самолета

.11.6 Результаты проектирования силовой установки

.12 Проектирование системы управления стабилизатором самолета

.12.1Электродистанционная система управления

.12.2Механическая система управления

.12.3 Система управления стабилизатором

Технологическая часть

.1 Выбор заготовки для изготовления штампованной детали и схемы штампа

.1.1Описание детали, конструктивных особенностей, материала

.1.2 Выбор рационального раскроя полосы. Схема штамповки.

.1.3 Выбор рационального раскроя материала.

.1.4 Выбор схемы штамповки

.1.5 Выбор технологической схемы штампа

.1.6 Расчет усилий штамповки

.2. Проектирование штампа и выбор оборудования

.2.1 Определение центра давления штампа

.2.2 Расчет конструктивных элементов штампа

.2.3 Допуски и посадки в сопрягаемых конструктивных элементах штампа

.2.4 Описание конструкции штампа

.2.5 Работа штампа и процесс изготовления детали.

.3 Организация рабочего места

.4 Техника охраны труда при эксплуатации прессов и штампов включает целый ряд мероприятий:

Безопасность жизнедеятельности

.1 Катапультное кресло К-36

Экономическая часть

.1 Сравнительная экономическая эффективность вариантов панели крыла

.1.1 Анализ конструктивных вариантов на основе экономической эффективности

Библиографический список

Приложения

Конструкторская часть

Введение

Основные пути развития авиации определялись главным образом прогрессом летательных аппаратов боевого применения, на разработку которых затрачиваются большие средства и силы. При этом гражданская и транспортная авиация, для которых решающее значение имеют надежность и удобство эксплуатации, обычно идут по пути проложенному создателями военных самолетов.

Среди боевых самолетов большую часть составляют истребители и перехватчики. Проектирование маневренного самолета, рассчитанного на выполнение нескольких задач, является очень сложным процессом, требующим увязки при решении противоречивых задач из многих областей науки и техники. Значительные отличия нескольких самолетов, разработанных на основе одних и тех же требований (например легкие истребители Нортроп YF-17 и Дженерал ДайнемиксYF-16), говорят о возможности решения задач разными способами: самолеты могут иметь разные конфигурации, КСС, число двигателей и т.д.. Немаловажную роль играют и традиции фирмы, заставляющие проектировщика ради уменьшения технического риска применять проверенные аэродинамические схемы и конструктивные решения. В настоящее время считается, что разработанные образцы авиационной техники морально устаревают уже к моменту принятия их на вооружение. Это происходит не только ввиду разработки в КБ новых типов самолетов, а главным образом ввиду изменения принципов применения боевой авиации. Новый тип самолета, который должен эксплуатироваться в качестве боевой единицы не менее 10 лет, требует почти столько же лет на прохождение от стадии разработки ТТТ до начала серийного производства. Это означает, что намерения, и возможности вероятного противника следует прогнозировать на период около 10 лет.

Установлено, что основной характеристикой истребителя является маневренность, и что способность эффективно вести ближний бой - главная особенность современного истребителя.

Кроме того, конструкторы современных СМС проводят работы по улучшению маневренности и обеспечениюю запаса скорости в диапазоне чисел Маха 0,8…1,2, наиболее широко используемых в воздушном бою, по увеличению скорости по малым высотам полета, а так же по снижению чувствительности самолета в турбулентных областях атмосферы и к самовозбуждающимся колебаниям. Значительное внимание уделяется запасу посадочной скорости, с целью обеспечения безопасности экипажа и возможности использования, автомобильных дорог или наскоро подготовленных ВПП. Кроме того, проводятся интенсивные работы и выкладываются большие средства для улучшения технологичности конструкции повышения надежности, эргономичности и удобства эксплуатации и т.п. В конце сентября 1997 года в истории отечественной авиации произошло историческое событие - состоялся полет нового экспериментального самолета, С-37 "Беркут", который может стать прототипом отечественного истребителя пятого поколения.

Одним из важнейших требований к российскому истребителю пятого поколения являлась "сверхманевренность" - способность сохранять устойчивость и управляемость на больших углах атаки. Следует заметить, что "сверхманевренность" первоначально фигурировала и в требованиях к американскому истребителю пятого поколения, создававшемуся, практически одновременно с российской машиной, по программе ATF. Однако в дальнейшем американцы, столкнувшись с трудноразрешимой задачей совместить в одном самолете малую заметность, сверхзвуковую крейсерскую скорость и "сверхманевренность", вынуждены были пожертвовать последней (маневренные возможности американского истребителя ATF/F-22, вероятно, лишь приближаются к уровню, достигнутому на модернизированном самолете СУ-27, оснащенном системой управления вектором тяги)

В качестве одного из решений, обеспечивающих получение требуемых маневренных характеристик, рассматривалось применение крыла обратной стреловидности (КОС). Такое крыло, обеспечивающее определенные компоновочные преимущества по сравнению с крылом прямой стреловидности, пытались использовать в военной авиации еще в 1940-e годы. Первым реактивным самолетом с крылом обратной стреловидности стал германский бомбардировщик Юнкерс Ju-287. Машина, совершившая первый полет в феврале 1944 года, была рассчитана на максимальную скорость 815 км/ч. В дальнейшем два опытных бомбардировщика этого типа достались СССР в качестве трофеев.

Однако в то время реализовать преимущества такого крыла не удалось, т.к. КОС оказалось особо подвержено аэродинамической дивергенции потере статической устойчивости при достижении определенных значений скорости и углов атаки. Конструкционные материалы и технологии того времени не позволяли создать крыло обратной стреловидности, имеющее достаточную жесткость. К обратной стреловидности создатели боевых самолетов вернулись лишь в середине 1970-х, когда в СССР и США притупили к работам по изучения облика истребителя пятого поколения. Применение КОС позволяло улучить управляемость на малых полетных скоростях и повысить аэродинамическую эффективность во всех областях летных режимов. Компоновка с крылом обратной стреловидности обеспечивала лучшее сочленение крыла и фюзеляжа, а также оптимизировала распределения давления на крыле и ПГО.

Задание

Тип, назначение: сверхзвуковой маневренный самолет с крылом обратной стреловидности, истребитель перехватчик.

Таблица.1.1. Тактико-технические характеристики

1.1 Описание прототипов и краткая характеристика их модификаций

МиГ-25 ОКБ им. Микояна, истребитель-перехватчик

Около 80% конструкции планера выполнено из стали, 11% - из алюминиевых сплавов, 8% - из титановых сплавов, 1% - из других материалов.

Фюзеляж - типа полумонокок, изготовлен с широким использованием сварки. Крыло - трехлонжеронное, на задней кромке установлены закрылки и элероны. На каждой консоли- аэродинамический гребень. Шасси трехопорное. Колесо большого диаметра, что позволяет эксплуатировать самолет на грунтовых аэродромах. В 1977 г. летчик-испытатель А.Федотов установил на этой машине абсолютный мировой рекорд высоты полета 37650 м, а всего на самолете этого типа установлены 29 мировых рекордов. Самолеты серии МиГ-25 применялись во время сирийско-израильского конфликта в 1982 г., ирано-иракской войны в 1980-1988 гг. и в ходе войны в районе Персидского залива в 1991 г.

МиГ-25П оснащен радиоприцелом РП-25 "Смерч-А" с параболической антенной (угол обзора в горизонтальной плоскости +60'/-60', угол обзора в вертикальной плоскости 6', способен обнаруживать маловысотные цели). На истребителях МиГ-25ПД и ПДС установлена импульсно-доплеровская РЛС "Сапфир-25" (способна сопровождать на проходе до шести целей, угол обзора в горизонтальной плоскости +56'/-56', угол обзора в вертикальной плоскости 6'); теплопеленгатор, прицел К-10Т, система обнаружения облучения воздушными/наземными РЛС СРО-2М/СР30-2, радиовысотомер РВ-УМ или РВ-4, радиокомпас АРК-10, приемник радионавигационной системы ближней навигации РСБН-6С, аппаратура системы "Лазурь", обеспечивающая выход на цель в автоматическом или директорном режиме по командам АСУ "Воздух-1", автоматическая система управления САУ-155. Катапультное кресло КМ-1 (КМ-1М) обеспечивает возможность покидания самолета во всем диапазоне высот при скорости 130 - 1200 км/ч.

В 1969 г. на Горьковском авиазаводе (ныне Нижегородском) начат серийный выпуск перехватчиков МиГ-25П. В 1970 г. самолет был официально принят на вооружение авиации ПВО.

В 1978 г. начат выпуск самолета МиГ-25ПД с усовершенствованным БРЭО и ТРДФ, имеющим увеличенный ресурс. В 1979 г. приступили к переоборудованию ранее выпущенных самолетов МиГ-25П в вариант МиГ-25ПДС, соответствующий уровню МиГ-25ПД.

Серийное производство МиГ-25 продолжалось до 1985 г., построено 1186 самолетов МиГ-25 всех модификаций (включая и разведывательные варианты самолета). На МиГ-25 установлено 29 мировых рекордов (14 из них не превзойдено на начало 1993 г.). Применялся в локальных конфликтах (в частности, в войне в районе Персидского залива 1991 г.). Состоит на вооружении войск ПВО ряда стран СНГ, а также Алжира, Ливии, Сирии и Ирака.

Вооружение:

МиГ-25П - четыре УР средней дальности Р-40Т с ТГС и Р-40Р с радиолокационной полуактивной системой наведения (до 50 км).

МиГ-25ПБ/ПДС - дополнительно четыре УР ближнего боя Р-60М с ТГС.

Рисунок 1.2. „Общий вид МиГ - 25”

Су-27 ОКБ им. Сухого, истребитель-перехватчик

К 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.

Спроектированный 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.

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.

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.

Разработчики ОКБ Сухого 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. 20 апреля 1981 года опытный самолет Т-10-17 (другое обозначение Т-10С-1, т.е. первый серийный), поднялся в небо. Машина была сильно изменена, почти все узлы расчитаны "с нуля". На ней 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.

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.

При принятии на вооружение самолет получил обозначение Су-27, а в авиации ПВО - Су-27П (перехватчик). 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).

Вооружение: автоматическая одноствольная пушка ГШ-301 (30 мм, 1500 выстр./мин, 150 патронов); ракетное вооружение - до шести УР класса "воздух-воздух" средней дальности типа Р-27, до четырех УР малой дальности Р-73 с ТГС; бомбы калибром до 500 кг и общей массой до 6000 кг (пакеты ФАБ-250) на четырёх пилонах; НУРС, КМГУ, выливные баки и прочее неуправляемое оружие класса "воздух-поверхность".

Для Су-30МК: УР класса "воздух-воздух" типов Р-27Р/ЭР/Т/ЭТ, Р-73 и Р-77 (РВВ-АЕ); УР класса "воздух-поверхность" типов Х-29Т/Л, Х-25МЛ, Х-31А/П, Х-59М и С-25Л; корректируемые авиабомбы КАБ-500КР/Л; свободнопадающие авиабомбы калибров от 100 до 500 кг; бомбовые кассеты различных типов; НУРС различных типов и калибров. Предусмотрена также подвеска контейнеров с аппаратурой РЭБ, лазерными дальномерно-целеуказательными системами, ИК-станциями.

Для Су-35: УР класса "воздух-воздух" сверхбольшой, средней и повышенной дальности (Р-27РЭ, Р-27ТЭ, Р-77), а также малой дальности и ближнего боя (Р-73, Р-73М, Р-60М) с активными, полуактивными и пассивными радиолокационными и ИК ГСН. Для ударов по наземным и надводным целям могут применяться ракеты с телевизионным, телекомандным, тепловизионным, а также лазерным наведением (Х-25, Х-29, Х-59), противорадиолокационные (Х-31, Х-58) и противокорабельные крылатые и аэробаллистические ракеты (Х-31 А, Х-35, Х-15 и др.), управляемые (до 1500 кг) и свободно падающие авиабомбы, бомбовые кассеты и НАР.

Рисунок 1.4. „Общий вид Су - 27”

МиГ-31 ОКБ им. Микояна, истребитель-перехватчик

МиГ-31 является дальнейшей модернизацией истребителя-перехватчика МиГ-25. Предназначен для использования в системе ПВО, способен выполнять длительное патрулирование и вести борьбу со всеми классами аэродинамических целей, в том числе малоразмерными крылатыми ракетами, вертолетами и высотными сверхзвуковыми самолетами в любое время суток, при любой погоде и при интенсивном ведении РЭБ.

Самолет двухместный, выполнен по нормальной аэродинамической схеме с трапециевидным высокорасположенным крылом, цельноповоротным стабилизатором и двухкилевым оперением. Планер самолета изготовлен на 50% из нержавеющей стали, 16% - титана, 33% - из алюминиевых сплавов и 1%-другие конструкционные материалы. Серийный выпуск начался в 1979 г. на авиазаводе в г. Горьком.

Целевое оборудование позволяет использовать истребитель-перехватчик МиГ-31 автономно, в составе группы из однотипных самолетов или в качестве самолета-лидера для управления действиями истребителей, оснащен импульсно-доп-лсровской РЛС СБИ "Заслон" с фазированной антенной-решеткой (ФАР) большой мощности.

Максимальная дальность обнаружения цели ЭПР 16 кв.м. - 200 км, дальность сопровождения цели класса самолет ДРЛО - 120 км, класса истребитель - 90 км в передней полусфере и, соответственно, 120 и 70 км в задней полусфере. РЛС позволяет обнаруживать и сопровождать до 10 различных целей и одновременно наводить УР на четыре цели. Истребитель МиГ-31 оснащен теплопеленгатором, позволяющим скрыто осуществлять поиск и применять оружие, а также действовать в условиях интенсивных радиоэлектронных помех.

Навигационное оборудование включает радионавигационные системы "Тропик" и "Маршрут". Обеспечивается возможность использования самолета на арктическом ТВД.

Эксплуатация самолета с довольно внушительной взлетной массой на обычных аэродромах заставила изменить конструкцию шасси: впервые на истребителе применили двухколесные тележки, на которых колеса располагались так называемым “разнесенным тандемом”, что уменьшило давление на покрытие взлетно-посадочной полосы. По этому самолет оборудован тележечным шасси, допускающим эксплуатацию с грунтовых ВПП. Имеется система дозаправки топливом в полете с выдвижной штангой.

МиГ-25, это цельносварной самолет из специальных сплавов. Первоначально машина даже называлась МиГ-25МП.

Внешне он очень напоминает “двадцать пятый” - два киля, два скошенных воздухозаборника по бокам фюзеляжа. Но дальше начинаются различия, притом весьма существенные. На МиГ-31 за кабиной летчика есть вторая кабина, тогда как “двадцать пятый” был одноместным.

“Тридцать первый” имеет два модифицированных, высокоэкономичных, турбореактивных, двухконтурных двигателей Д-30, развивающих на полном форсаже тягу по 15500 кг. В отличие от других перехватчиков МиГ-31 способен в полете несколько раз дозаправляться от летающих танкеров, значительно увеличивая дальность и время полета.

Истребитель оснасщен помехозащищенным комплексом, обеспечивающим надежный перехват воздушных целей. Он состоит из бортовой радиолокационной станции с фазированной антенной решеткой (применена на самолете впервые в мире) теплопеленгатора для передней полусферы и индикатора тактической обстановки.

Есть на МиГ-31 аппаратура передачи данных, предназначенная для взаимодействия групп из четырех машин в полете строем, целераспределения и координации атак. Она позволяет одновременно сопровождать до десяти целей и производить пуск управляемых ракет сразу по четырем.

Вооружение МиГ-31 подбирается в зависимости от особенностей цели и боевой обстановки. В его состав могут входить четыре ракеты большой дальности с радиоголовками самонаведения; они же и две ракеты средней дальности с тепловыми головками самонаведения; четыре ракеты большой дальности и столько же малой дальности (ракеты ближнего маневренного боя).