На бирже курсовых и дипломных проектов можно найти образцы готовых работ или получить помощь в написании уникальных курсовых работ, дипломов, лабораторных работ, контрольных работ, диссертаций, рефератов. Так же вы мажете самостоятельно повысить уникальность своей работы для прохождения проверки на плагиат всего за несколько минут.

ЛИЧНЫЙ КАБИНЕТ 

 

Здравствуйте гость!

 

Логин:

Пароль:

 

Запомнить

 

 

Забыли пароль? Регистрация

Повышение уникальности

Предлагаем нашим посетителям воспользоваться бесплатным программным обеспечением «StudentHelp», которое позволит вам всего за несколько минут, выполнить повышение уникальности любого файла в формате MS Word. После такого повышения уникальности, ваша работа легко пройдете проверку в системах антиплагиат вуз, antiplagiat.ru, etxt.ru или advego.ru. Программа «StudentHelp» работает по уникальной технологии и при повышении уникальности не вставляет в текст скрытых символов, и даже если препод скопирует текст в блокнот – не увидит ни каких отличий от текста в Word файле.

Результат поиска


Наименование:


методичка Льотно-технчн характеристики лтакв, системи управлння озброєнням лтакв рзних модифкацй. Тактико-технчн характеристики керованого ракетного озброєння. Дан оптико-прицльної та навгацйної систем, комплекс бойової живучост лтакв.

Информация:

Тип работы: методичка. Добавлен: 17.08.2009. Сдан: 2009. Уникальность по antiplagiat.ru: --.

Описание (план):


53
ВІЙСЬКОВО-ПОВІТРЯНІ СИЛИ УКРАЇНИ
МЕТОДИЧНИЙ ПОСІБНИК
Літаки та засоби авіаційного ураження
авіації Збройних Сил України
ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛІТАКА МіГ-29
Легкий фронтовий винищувач МіГ-29 призначений для ведення повітряного бою на середніх та ближніх дистанціях. Може застосовуватись для дій по наземним та надводним цілям в межах візуальної видимості.
Конструктивна особливість - це інтегральне поєднання крила та фюзеляжу з двома підвісними двигунами ДТРД Р-33. Інтегральна схема передбачає використання єдиної несучої поверхні, що включає несучий корпус, плавно сочленений через зону розвитого напливу з крилом.
07.10.1977 року льотчик-випробовувач Федотов здійснив перший політ. А 01.11.1989 року льотчик-випробовувач Тімур Ібрагімов здійснив посадку на авіаносець “Адмірал Кузнецов”.
Вага порожнього літака 11100 кг серії 9-12
11350 кг серії 9-13.
Максимальна злітна вага 18480 кг
Розрахункова посадочна вага 12900 кг
Маса бомбового навантаження 2000 кг
Гранична посадочна вага 15760 кг
Швидкість максимальна у землі 1500 км/г
на висоті 13000 м 2400 км/г
Максимальне число М 2,35
Довжина розбігу 600-700 м
пробігу з гп 650 м
Швидкість відриву 260-280 км/г
посадки 250-260 км/г
Довжина пробігу без гп 750-850 м
Час розгону на Н=1000 м на ПФ
з 600-1000 км/г 13 с
Максимальне експлуатаційне
перевантаження + 9 - 3
Максимальна дальність польоту:
- без підвісок на Н=200 м 535 км 57хв
на Н=10-13 км 1250км 1г 22хв
- з трьома ПТБ на Н=200 м
без скидання баків 985 км 1г 40 хв
на Н=10-13 км
зі скиданням ПТБ 1970 км 2г 22хв
- відстань польоту на Н=10-13 км
без ПТБ 1045 км 1г 47хв
- бойовий радіус з 6-ю ракетами
на Н=200 230 км
Довжина літака 17.32 м
Розмах крила 11,36 м
Площа крила 38 м2
Кутовидність крила 42 гр.
Висота літака 4,73 м
Максимальна скоропід`йомність
на ПФ М=0,9 у землі 335 м/с
на Н=13 км 50 м/с
Двигун РД-33 - турбореактивний двухроторний двухвальний з ступенем двоконтурності 0.3-0.4 з максимальною тягою на форсажі 8300 кг на мінімальному форсажі 5600, на максимальному режимі 5400кг
Витрата повітря 76.5 кг/с
Ступінь Пк 21
Вага двигуна 950 кг
Тягоозброєність 1,15
Повна заправка паливом з трьома ПТБ 6750 кг
з двома ПТБ 5500 кг
з одним ПТБ 4250 кг
без ПТБ 3700 кг
Для залишення літака в аварійних ситуаціях використовується катапультне крісло К-36 д, яке гарантує аварійне залишення літака в слідуючих умовах:
- під час розбігу літака та пробігу на швидкості не менше 75 км/г;
- в горизонтальному польоті на швидкості менше 950 км/г без обмеження по висоті;
- на швидкості від 950 до 1200 км/г на висоті більше 40 м;
- на швидкості від 1200 до 1300 км/г на висоті не менше 80 м;
- в горизонтальному польоті та наборі висоти при крені 90 гр. на висоті не менше 100 м та при крені 180 гр. на висоті не менше 200 м;
- вага катапультного крісла 120 кг;
- максимальне перевантаження при катапультуванні 20 од;
- час дії максимального перевантаження 0,2 сек;
- висота вибросу крісла 80 - 85 м;
- початкова швидкість руху крісла 13,7 м/с.
Система управління озброєнням літака
Призначена для вирішення бойових та навігаційних задач при діях по наземним та повітряним цілям, підготовки та бойового застосування авіаційних засобів ураження, а також відпрацювання і індикації льотчику сигналів та команд, що забезпечують застосування озброєння з максимальною ефективністю.
СУО включає:
1.Радіолокаційний приціл РЛПК-29.
2. Оптико-електроний прицільно-навігаційний комплекс ОПрНК-29, до складу якого входить:
- квантова оптико-локаційна станція (теплопеленгатор, лазерний дальномір);
- система єдиної індикації (індикатор лобового скла, індикатор прямого бачення);
- бортова цифрова обчислювальна машина БЦВ-100м(ум);
- система навігації СН-29.
Літак МіГ-29 має вісім точок підвіски озброєння, на яких розміщується 24 варіанта засобів авіаційного ураження, які включають:
1.Кероване ракетне озброєння, яке представлено ракетами ближньої та середньої дальності типу Р-27, Р-73, Р-60 м.
2. Некероване ракетне озброєння типу С-5, С-8, С-24.
3. Бомбардувальне озброєння, яке представлено авіаційними бомбами калібру 500, 250, 100 кг та запалювальними баками ЗБ, КМГУ (контейнери малогабаритні).
4. Артилерійське озброєння типу встроєної гарматної установки ГШ-30-1.
5.Засоби викиду перешкод АСО-2в.
Радіолокаційний приціл РЛПК-29 забезпечує виявлення повітряних цілей, обробку сигналів з метою управління засобами авіаційного ураження та розпізнавання літака по типу “свій-чужий”.
РЛПК забезпечує винаходження повітряних цілей в різноманітних режимах, що літають з швидкостями від 210 до 2500 км/г на висотах від 30 до 23 000м та на відстанях в ЗПС 35-40 км, ППС- 50-70 км.
БЦВМ забезпечує виконання обчислювальних функцій при вирішенні задач визначення умов застосування озброєння літака, навігаційних задач, вибору виду зброї та видачі інформації льотчику для прийняття рішення.
ЛАЗЕРНИЙ ДАЛЬНОМІР призначений для вимірювання відстані до літаків у повітрі та до наземних цілей в діапазоні 3500-200 м.
ТЕПЛОПЕЛЕНГАТОР призначений для виявлення повітряних теплоконтрастних цілей на фоні хмар та поза ними на дальностях від 600 до 60 км.
СИСТЕМА ЄДИНОЇ ІНДИКАЦІЇ висвітлює основні прицільно-пілотажні параметри, необхідні для вирішення тактичних та навігаційних задач з видачею параметрів на лобове скло фонаря льотчика та індикатор прямого бачення , що розташований на приборній дошці кабіни льотчика.
СИСТЕМА управління озброєнням літака забезпечує підготовку до застосування зброї.
СИСТЕМА НАВІГАЦІЇ СН-29 вирішує навігаційні задачі та посадку літака.
ТАКТИКО-ТЕХНІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ КЕРОВАНОГО РАКЕТНОГО ОЗБРОЄННЯ
РАКЕТА виріб 60 класу “повітря-повітря”.
Призначена для ураження повітряних теплоконтрастних цілей у ближньому маневровому бою. Крім того, застосовується по наземним цілям, що мають тепловий фон. Система наведення ракети на ціль пасивна з використанням інфрачервоного випромінювання. Бойова частина ракети стержневого типу, ефективний радіус розльоту яких складає 5 м. Для підриву бойової частини встановлено контактний та неконтактний підривач. Система наведення ракети забезпечує політ ракети в точку зустрічі з ціллю по кривій погоні в результаті чого реалізується метод наведення трьох точок.
Вага ракети 50 кг
Висота бойового застосування 0,03 - 20 км
Перевищення цілі (пониження) 1 + - 0,15 Нц
Швидкість вражаємих цілей 600-2000 м/с
Ракурс цілей 0/4 - 4/4
Максимальна відстань пуску в ППС 1,5-12 км
ЗПС 0,2-7 км
Максимальне перевантаження
винищувача під час пуску 7
Час роботи двигуна ракети 4 сек
Ефективний радіус враження 5 м
Час керованого польоту 20 сек
Вага бойової частини 1,15 кг
Час самоліквідації 60 сек
РАКЕТА Р-73
Призначена для ураження повітряних теплоконтрастних цілей у ближньому маневровому бою. Крім того, застосовується по наземним цілям, що мають тепловий фон. Система наведення ракети на ціль пасивна з використанням інфрачервоного випромінювання. Бойова частина стержневого типу, радіоактивна. Швидкість розльоту стержнів 1200-1300 м/с. На соплі ракетного двигуна ракети встановлено дві пари інтерцепторів, які змінюють напрям газової струї, що у двічі підвищує маневреність. Для підриву бойової частини встановлено контактний та неконтактний радіопідривачі. Має ряд особливостей, а саме:
- високу перешкодну захищеність;
- збільшену відстань пуску;
- велике притаманне перевантаження;
- спеціальну систему управління, в тому числі керований вектор тяги.
Вага ракети 105 кг
Висота бойового застосування 0,02 - 20 км
Перевищення цілі (пониження) 1,5+ -0,15 Нц
Швидкість вражаємих цілей 600-2000 м/с
Ракурс цілей 0/4 - 4/4
Максимальна відстань пуску в ППС 1,5-30 км
ЗПС 0,6-13 км
Максимальне перевантаження
винищувача під час пуску 8
Притаманне перевантаження 60
Час роботи двигуна ракети 6 сек
Ефективний радіус враження 15 м
Час керованого польоту 40 сек
Вага бойової частини 2,45 кг
Час самоліквідації 60 сек
РАКЕТИ типу Р-27 використовуються наступних модифікацій: Р-27р, 27 т, 27ер, 27ет, 27п.
Р-27п - це ракета з пасивною головкою самонаведення для ураження радіолокаційних станцій.
Р-27р - радійна ракета з напівактивною ГСН.
р-27т - ракета з інфрачервоною пасивною головкою само-наведення.
Р-27ер - енергетична ракета зі збільшеною відстанню польоту, напівактивна РЛГСН.
Р-27 ет - енергетична ракета з інфрачервоною пасивною ТГСН.
Тип ракети
27р
27т
27ер
27ет
Вага ракети, кг
253
245,5
350
343
Калібр, мм
230
230
230/260
230/260
Висота вражаємих цілей, км
0,02-25
0,02-25
0,02-27
0,02-27
Перевищення цілі, км
10
10
12
12
ВСТРОЄНА ГАРМАТНА УСТАНОВКА (ГШ-30-1) розташована у напливі лівого півкрила. Призначена для ураження повітряних та наземних цілей.
Основні характеристики:
Калібр 30 мм
Вага 50 кг
Довжина 1978 мм
Початкова швидкість снаряду 860 +- 15 м/c
Живучість 2000 вистрелів
Темп стрільби 1500-1800 вистр./хв
Віддача 6000 кг
Відстань стрільби 16000-200 м
Боєкомплект 150 патронів
ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛІТАКА СУ-27
Одномісний позазвуковий всепогодний винищувач Су-27 призначений для завоювання переваги у повітрі, знищення противника у дальніх та ближніх маневрених боях, а також для ураження наземних та надводних цілей.
Літак виконано за інтегральною схемою, при якій крило та фюзеляж утворюють єдиний несучий корпус, що забезпечує високий коефіцієнт підйомної сили та значні маневрові характеристики. Така схема дає великі внутрішні об`єми , що використовуються для заповнення пальним, тому на літаку не передбачена система підвіски паливних баків (ППБ).
На літаку встановлено систему дистанційного управління (СДУ), яка наряду з забезпеченням нормальної продольної рівноваги на дозвукових швидкостях також забезпечує виконання вибраного маневру при збереженні доброї рівноваги та керованості у всьому діапазоні висот та швидкостей.
З метою забезпечення хорошої керованості літака по крену використовуються флаперони та диференціальне відхилення стабілізатора по крену.
Для забезпечення нормальної шляхової рівноваги та керованості у шляховий канал СДУ встановлено перехресний зв`язок руля повороту та відхилення РУС на кутах атаки більше 25 гр. з метою запобігання звалюванню.
Високі маневрові характеристики забезпечуються також завдяки відхиленню носків крила у всьому діапазоні допустимих кутів та на дозвукових швидкостях з одночасним відхиленням флаперонів.
До складу озброєння літака входить:
1. Керовані ракети типу “повітря- повітря”: К-27, 27Е, 27ЕР, 27ЕТ, 27т, К-73 та Р-60м.
2. Некеровані ракети: С-25, С--13, С-8.
3. Бомбардувальне озброєння: АБ-100, 150, 200, 250, 500.
4. Артилерійське озброєння: вмонтована гарматна установка ГШ-30-1 з боєкомплектом 150 патронів.
5. Запальні баки ЗБ-500.
6. Комбіновані малогабаритні установки КМГУ-2.
7. Разові бомбові касети РБК-500 (250).
Максимальна злітна вага 30450 кг
Нормальна злітна вага при 2Кх27+2К-73
з 9220 кг палива густиною 0.785 кг/л 26950 кг
з серії 19 при 9320 кг палива 27530 кг
Нормальна посадочна вага 17995 кг
Максимальна посадочна вага 23000 кг
Максимальна посадочна вага при 2990 кг палива 21000 кг
Залишок палива на посадці при 2К-73+ 2К-27 2270 кг
Практична бойова стеля на М=1,6 18500 м
Відстань польоту на Н=200 м при М=0,65 1380км
Н=12-14 км при М=0,86 3380 км
Максимальна швидкість у землі на “ПФ” 1400 км/г
Максимальне число М на висоті 2.3
Мінімальна швидкість горизонтального польоту 200 км/г
Відстань розбігу на ПФ 470м
на МАКС. 770 м
Швидкість відриву на ПФ 270 км/г
на МАКС. 285 км/г
Відстань пробігу без гальмівного парашуту 800 м
з гальмівним парашутом 620 м
Посадочна швидкість 230 км/г
Довжина літака 21,835 м
Розмах літака 14,7 м
Висота 5,93 м
Площа крила 62 м
Кутовидність крила 42 гр.
Бомбове навантаження 4500 кг
Колія шасі 4.34 м
База шасі 5.8 м
Запас палива 9600 кг
На літаку встановлено два двигуни ДТРДФ марки АЛ- 31ф з тягою на повному форсажі 12500 кг на “МФ” -8200 кг, МАКСИМАЛІ-7500 кг.
Ступінь двухконтурності - 0,53.
Тягозброєність у землі - 1,23 на Н=200 м при М=0,9.
Питоме навантаження на крило - 322 кг.
Допустимий коефіцієнт Су=1,85.
Максимальне експлуатаційне перевантаження - + 9 -3.
Граничне перевантаження по тязі Н=5 км V=700 км/г - 7 од.
Максимальне притаманне перевантаження -11,5.
Час розгону на Н=1 км від V=600 до 1100 км/г -15 сек
1100 до 1300 км/г -11 сек
Максимальна вертикальна швидкість 290м/с при М=0,9 на режимі двигунів ПФ.
Час віражу на Н=1 км при Пу=8 V=750 км/г - 17,6 сек, кутова швидкість - 20,4гр/с.
Радіус віражу на Н=1 км при V=400 км/г на Пу=3,6 становить 410 м.
тактико-технічні дані оптико-ПРИЦІЛЬНої та НАВІГАЦІЙНої СИСТЕМи Су-27
До складу ОПРНК-27 входить:
1. Радіолокаційний приціл.
2. Теплопеленгатор ТП-27.
3. Квантова оптично-локаційна станція.
4. Система єдиної індикації СЕІ-27.
Тактико-технічні характеристики БРЛС Су-27
Параметри БРЛС
СУ-27
Макс.відстань виявлення при площі 3м2 на Н=8500 М ЗПС, км
Макс.відстань захвату цілі
при атаці зверху 30-40
при атаці знизу 50-55
при атаці зверху 30-35
при атаці знизу 45-50
Відстань виявлення при польоті на середній Н=1-4 кмППС, км
ЗПС
Відстань захвату ППС
ЗПС
80-100
25-35
65-80
25-30
Відстань виявлення при польоті на Н=200м
ППС, км
ЗПС
Відстань захвату ППС
ЗПС
35-40
20-25
28-32
18-20
Зона обзору по азимуту (Автомат)
по куту місця
+-20 гр.(+-30)
+8-3 гр.
Зона автоматичного супроводу
по азимуту
по куту місця
+-60 гр.
+30-15 гр.
РЛПК-27 забезпечує виявлення повітряних цілей, що летять з швидкістю 210 -2500 км/год в ППС та ЗПС.
Максимальні курсові кути виявлення цілей на швидкостях 600-700 км/год у зпс та ппс становлять 70-80 гр.
У режимі “вертикаль” забезпечується захват на Д=5 км візуально видимої цілі та на менших відстанях в усьому діапазоні швидкостей і на відставанні та зрівняних швидкостях (за рахунок турбінного ефекту) на всіх ракурсах, крім 4/4, де ціль з супроводження скидається.
При атаці цілі знизу вверх на Н=8500 м РЛПК забезпечує виявлення та захват цілі при зближенні з нею на V=300 км/год.
При виконанні зближення по досягненню відстані 40 км в ППС та 15 км в ЗПС РЛПК автоматично переходить в режим захвату цілі з режиму КВО в режим РНП.
В інших умовах при атаці цілі в ЗПС РЛПК забезпечує:
- виявлення та захват цілей при зближенні з ними з V=180 км/год та більше, а також при відставанні від цілі з V= 100 км/год та більше;
- автоматичний супровід цілі забезпечується при зближенні з ціллю 150 км/год.
РЛПК по курсу забезпечує всеракурсний супровід цілі, яка здійснює маневр по курсу на фоні вільного простору при кутах між цілями більше 3 гр. та V=150 км/г.
Лазерний дальномір вимірює відстань:
- до повітряної цілі Нв=Нц=5000 м (тип МіГ-21 у межах від 300-3000м з точністю до 3 м);
- до наземних цілей - в межах від 100-3000м з точністю до +-10м;
Тепловий пеленгатор забезпечує:
- дальність виявлення цілі типу Су-15 на максимальному режимі роботи двигунів на фоні чистого неба в ЗПС під ракурсом 0/4-2/4 -50 км;
- на фоні землі 20-35 км;
- на форсажі в ППС при R=1/4 -90-100 км.
ОСНОВНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ БОЙОВОГО ЗАСТОСУВАННЯ КЕРОВАНИХ РАКЕТ ЛІТАКА СУ-27
Параметр
р-73
60м
27т
27 ет
27р
27ер
27п/еп
Допустимі метеоумови бойового застосування
поза хмарами вдень та вночі на фоні хмар, землі та водній поверхні при пеленгу Сонця та сонцевій доріжці не менше 15гр.та пеленгу місяця 4гр., у тому числі по наземним РКЦ
все--по
годні
всепо
годні
всепо
годні
Відстань пуску ППС, км
ЗПС
1,5-30
0,6-13
1,5-12
0,6-8
2-50
0,7-16
2-80
0,7-26
2-50
0,7-16
2-80
0,7-26
2-50
2-80
Висота бойового застосування, м
20-
20000
30-
12000
20-
20000
20-
27000
20-
25000
20-
27000
20-
20000
Допустима висота пере-ви-щення, м
+-1,5+
+0,2Нц
+-1+-0,15Нц
+-10
+-12
+-10
+-12
+-10
+-12
Допустима Пу при бойовому застосуванні, од.
0-8
(7 при ковзанні не біль-ше
2 діаметрів)
0-7
(6 при ковзанні не біль-ше
2 діаметрів)
те саме
те саме
0-5 (куто-ва швид-кість не біль-ше 50 гр.)
те саме
0-8
(7 при ковзанні не біль-ше
2 діаметрів)
Встроєна гарматна установка дозволяє вести стрільбу на висотах, менше 15 000 м та на V=300-1100 км/г, при М менше або рівному 1,7 та на Н=15 000-16 000м при V= 450-1,7 у діапазоні Пу=0-6 од.
Для забезпечення живучості гармати стрільбу з ВПГ виконувати тільки у режимі “ВІДСІЧКА”. Після вистрілу 50 снарядів перерва не менше 5 хвилин.
Дещо більше про ракету К-73. Це ракета ближнього маневреного повітряного бою типу “повітря-повітря” з пасивною головкою самонаведення з висотою бойового застосування від 20 м до 20 км. Вона вражає повітряні цілі, що летять з швидкістю 2700 км/г на любих ракурсах в умовах активних та пасивних перешкод. Виконана за схемою “утка”. Час роботи двигуна 4.1 - 6.8 с. Стабілізація ракети на кутах атаки 40 гр. проходить за рахунок газодинамічного приладдя. У носовій частині встановлені чотири датчики кутів атаки. Наявність газодинамічного пристрою дала можливість виконувати ракеті маневри з надзвичайно великим перевантаженням, що становить при радіусах розвороту ракети 200-250 м близько 60 одиниць. Такі маневрові якості дають можливість перехоплювати повітряні цілі, що виконують маневр з перевантаженням 12 одиниць, переносимість такого перевантаження знаходиться за межами фізіологічних можливостей льотчиків. Добитися збільшення відстаней пуску стало можливим при надзвичайно низькому охолодженні фотоприймача рідинним азотом, який знаходиться у пусковому устаткуванні. Це дало можливість проводити пуск ракети на рівних швидкостях у ЗПС 2.8-13 км та у ППС 4.5-30 км. Ракету застосовують по цілям типу F-15 при роботі його двигунів на “М” та “ПФ” в умовах високоманевреного повітряного бою при використанні можливостей літаків по навантаженням у ЗПС 2.8-12 км та ППС 4.0-15 км. Мінімальні відстані пуску ракет по МММЦ у ЗПС-0.3 км та ППС -0.65 км. Мінімальні дальності пуску при маневруванні з перевантаженнями 7-8 од. при помилках прицілювання до 90 гр. для висот 1-8 км становлять 0.6-1.5 км. Особливість ракети - це наявність газодинамічного устаткування для повороту газової струї, що збільшує маневрові характеристики.
Додатковими даними для ракети:
- перенавантаження на момент пуску без обмежень
- максимальні кути відхилення кординатора +-75 гр .
- час захвату ГСН 0.3 - 1.2 сек
- час сходу ракети з ПУ 1.1 - 1.35 сек
- час керованого польоту 23 сек
- стартова вага ракети 105 кг
Льотно-технічні характеристики літака Су-24
Призначений для ведення бойових дій в будь-яких метеоумовах вдень та вночі переважно на малих та гранично малих висотах з прицільним ураженням наземних, надводних нерухомих цілей та оперативно-тактичних цілей. Представляє собою двохмісцевий літак з високо розташованим крилом змінної кутовидності в польоті з диференціально відхиляємим стабілізатором.
Обладнання літака радіоелектронними та спеціальними системами дозволяє з великою ефективністю використовувати бомбардувальне, ракетне та артилерійське озброєння.
Додатковою задачею Су-24 є ураження повітряних цілей типу транспортних, спеціальних літаків та вертольотів.
За рахунок можливості виконувати політ на великій швидкості та малій висоті при постановці активних та пасивних перешкод Су-24 спроможний долати ппо противника з ураженням його елементів, виконуючи фотографічну розвідку та фотодокументуючи результати бойових дій.
Атаку наземних (надводних) цілей Су-24 виконує:
- авіабомбами з любих видів маневру;
- ракетами Х-28, 25л, 25мр, 29л,29т,58, 59м;
- ракетою Х-23 з командною системою наведення на візуально видиму ціль;
- некерованими ракетами усіх типів С-5, С-8, С-24, С-25;
- вмонтованою гарматною установкою ГШ-6-23;
- нерухомими гарматними установками СППУ по візуально видимим цілям;
- з підвісних рухомих гарматних установок СППУ;
- атаки повітряних цілей некерованими ракетами та керованою ракетою Р-55 з ТГСН по візуально видимим цілям в простих метеоумовах та за хмарами. При використання ТП-23Е повітряну ціль можна атакувати без візуального контакту.
Апаратура РПД представлена станцією попередження про опромінювання СПО-10 та станцією відповідних перешкод СПС-141 (СПС-142, СПС-143).
Прицільно-навігаційний комплекс ПНС-24 входить до складу радіоелектронного обладнання літака та призначений для вирішення бойових та навігаційних задач і автономної навігації літака у режимі маловисотного польоту.
Вага порожнього літака 22850 кг
Максимальна злітна вага 39700 кг
Розрахункова посадочна вага 24500 кг
Розрахунковий залишок палива на посадці 1500 кг
Швидкість зльоту 360-400 км/г
Швидкість посадки 95-310 км/г
Вага палива внутрішніх баків 9400 кг
Вага палива
у двох підвісних баках (2х3000лх0.78) 5800 кг
у підфюзеляжному баку (1х2000лх0.78) 1560 кг
Максимальна вага палива 16100 кг
Довжина розбігу на повному форсажі 1800-1900 м
Довжина пробігу без ТП 1500-1700 м
з ТП 700-900 м
Максимальна відстань польоту
на Н=200 м без ПТБ 900 км
на н=9-11км з ПТБ 2200 км
Максимальний термін польоту
з дозаправкою у повітрі 6 г. 18 хв.
Довжина літака 22.670м
Висота літака 5.920 м
Розмах при кутовидності крила 16гр. 16.740 м
69 гр. 10.36 м
Колія шасі 3.31м
База шасі 8.5 м
Площа крила при 69 гр. 51.024 кв.м
при 16 гр. 55.128 кв.м
Максимальна швидкість на крилі
16 гр. 900 км/г
45-60 гр. 1000 км/г
60-69 гр. 1200 км/г
Літак обладнаний реактивними двигунами ТРД АЛ-ф3
Максимальна тяга на повному форсажі 11125 кг
мінімальному форсажі 8700 кг
максималі 6800 кг
ПРИЦІЛЬНО-НАВІГАЦІЙНА СИСТЕМА ЛІТАКА Су-24 ПНС-24
До складу ПНС входить:
1.Радіолокатор переднього обзору РПО (ОРІОН-А).
2.Панорамна РИС (РЕЛЬЄФ).
3.Пасивна радіолокаційна станція (ФІЛІН-1).
4.Електронно-оптичний візир ЕОВ (ЧАЙКА-1).
5.Прицільно-оптичний візир ПОВ.
6.Інфрачервоний теплопеленгатор ТП-23Е.
7.Радіомаячний пеленгатор (ДЕЛЬТА).
8.Цифровий обчислювальний пристрій ЦВУ 10-058 м.
9.Прилад вводу та виводу “БІНОМ-А”.
10.Малогабаритна інерціальна система МІС-11.
11.Телевізійний пеленгатор ракет ТПР.
12.Доплерівський вимірювач швидкості.
13.Система автоматичного управління САУ-6.
14.Система реєстрації параметрів ПНС-24.
15 Радіовисотомер малих висот РВ-3 та великих висот РВ-18 ат.
ТАКТИКО-ТЕХНІЧНІ ДАНІ “ОРІОН-А”
Працює у двох діапазонах роботи А та Б.
Діапазон А має велику дозволяючу здібність щодо забезпечення прицілювання по малогабаритним цілям..
Діапазон Б для виявлення цілей на земній поверхні, виконання польоту в режимі маловисотного польоту, виявлення повітряних цілей.
В режимі А виявляє:
- жд міст на відстані 30 км
- жд ешелон 12 км
- колону танків 5-10 одиниць з інтервалом 10-100 м 10 км
- злітно-посадочні смуги 10 м
- групи 5-7 літаків на землі типу (Ан-12) 10 км
- сектор обзору +- 40 гр.
- масштаб 25, 75, 150 км
Режим “Рельєф” забезпечує безпечне виконання польоту з огибанням місцевості при крутизні склону 30 гр. та перепадах рельєфу до 2 км на V=700 - 1000 км/г та кутах відносу на Н=200-400 м. При крені до 12 гр.- видачу в БЦВМ кутових координат до цілі по візуально видимій цілі до 2-6 км на Н=4 км по літаку типу Ту-16 та на Н не більше 4 км по літаку типу Ан-12 на Д=4-9 км. Крім того, забезпечує видачу в БРЛС нахильної дальності для ураження цілі. Діапазон кута візірування +15 -28гр.
ТП-23 е
Кути обзору повітряного простору по А=+-30 гр, по Е=+9.5 -5.5 гр.
Точність виводу на ціль 30 кутових секунд.
Відстань виявлення літаків типу Ту-16 - 30 км.
ОСНОВНІ ДАНІ ЗАСОБІВ АВІАЦІЙНОГО УРАЖЕННЯ СУ-24
Встроєна швидкострільна гармата ГШ-6-23:
Боєкомплект 400 патронів
Калібр 23 мм
Темп стрільби 900 вистр.на хв.
Початкова швидкість снаряду 715 +- 10 м/с
Вага гармати 70 +- 3 кг
Тривалість однієї черги стрільби 300 вистрелів
Вага снаряду з ОФЗ 0,325 кг
Відстань стрільби 200- 2000 м
Керована самонавідна ракета Х-28 типу “повітря -РЛС”:
Вага ракети 717 кг
Вага бойової частини 157 кг
Вага заправки паливом 235 +-3.2 кг
Довжина 5.97 м
Розмах 1.39 м
Висота 1.04 м
Діапазон висот застосування 200-16 000 м
Відстань пуску на Н=200 м при швидкості
575 км/г 12 км
1400 км/г 15 км
на Н=16 000 м при швидкості
1650 км/г 140 км
Самонавідна ракета Р-55 типу “повітря- повітря”:
Головка самонаведення ТГС
Вага ракети 92 кг
Вага бойової частини 9.07 кг
Довжина ракети 2765 мм
Діаметр ракети 200 мм
Розмах крила 644 мм
Відстань пуску 2.25 -10 км
Мінімальна відстань пуску 1.2 - 1.75 км
Призначена для ураження повітряних цілей.
ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ МіГ- 23 мл
Фронтовий винищувач.
Екіпаж 1 ч.
Довжина 16.7 м
Розмах крила при крилі 16 гр. 14 м
при крилі 73 гр. 7.74 м
Висота 5 м
Двигун Р-35:
з максимальною тягою на ПФ 13500кг
на максималі 8550 кг
Максимальна злітна вага 17800 кг
Бойове навантаження 2000 кг
Максимальна швидкість у землі 1500 км/г
на висоті 11000 м М=2.35
Посадочна швидкість 250-260 км/г
Практичний потолок 18 000 м
Максимальна перевантаження
на крилі 16 гр. 7 од.
на крилі 73 гр. 8 од.
Заправка палива внутрішніх баків 4700 л
З двома ПТБ по 800 л 5900 л
З трьома ПТБ по 800 л 6700л
На літаку застосовується:
- навігаційний комплекс “Політ-1і”;
- РСБН з аналоговою обчислювальною машиною АВМ-23;
- РЛП -23:
а) оптичний приціл АСП-23;
б) теплопеленгатор ТП-23;
в) САУ-23 серії 2 з перехресними зв`язками.
Засоби РЕБ - СПО-10, СПС-141, ОСА-2м.
Бойовий радіус:
Варіант озброєння Висота 200 м 5/7 км перегоночна
2хР-24+2хр-60 285 км 242 км 911 км
2хР-24+4хР-60 180 232 868
2хХ-23+дальта 184 248 949
4хФАБ-500 180 207 899
4хУБ-32+2хУБ-16 168 221 ---
4хС-24 182 235 982
3ПТБ 1450 км
льотно-технічні характеристики літака Су-25
6 січня 1972 року П.О. Сухий затвердив загальний вид штурмовика прототипу Су-25 (т-8) та підписав наказ про початок його проектування. Керівником проекту був призначений М.П.Сімонов. Весь 1973 рік роботи по проектуванню фірма вела нелегально, так як не було фінансування та затвердження теми урядом.Збірку планера приурочили до 9 травня 1974 року. Міністр авіапромисловості, який відвідував завод, виявив практично готовий дослідницький зразок літака, після чого тему легалізували.
Перший політ літака був призначений всупереч діючим в авіації прикметам на 13 січня 1975 року на 13 годину. На запуску двигуна з`явився дим та підвищена вібрація, що призвело до руйнування передньої опори двигуна та відриву лопатки турбіни, яка пробила мотогондолу. Спеціалісти Уфимського моторобудівельного заводу швидко полагодили двигун та 22 лютого 1975 року льотчик-випробувач В.С. Ілюшин підняв літак у повітря в присутності Маршала авіації А.Н. Єфімова. Перші фотографії літака з`явилися з допомогою американських супутників попри два роки. Пізніше в НАТО він отримав назву “ЛЯГУШЕЧЬЯ ЛАПА” та індекс А для одномісного та В для спарки.
Дуже великою проблемою на літаку була система поперечного управління, яку вдалося зробити ефективною лише в 1983 році після встановлення бустерів в канал управління елеронами.
Нижче запланованої була тягоозброєність. Знайшли підходящий двигун Р-13Ф-300 безфорсажний, який розвивав тягу 4100 кг та отримав назву “Виріб-95ш”.
З червня 1975 року літак перевезли на полігон Ахтубінськ для проведення випробовувань із застосуванням зброї. Особливий ефект показала стрільба з вісьми блоків УБ-32. Коли льотчик-випробувач випустив одним залпом 256 ракет С-5, літак буквально пропав в хмару диму та вогню, а летівший поруч льотчик-випробувач О.Г.Цой на МіГ-21 був впевнений, що літак взірвався. На випробовуванні поза недоліків системи поперечного управління виявилися додаткові недоліки, такі як помпаж двигунів при стрільбі з пушки та важкими НУРСАми С-25, погана вентиляція кабіни льотчика, що були усунені проведенням певних доопрацювань. Для покращення управління на літак встановили нове модифіковане крило. Але на цьому крилі при М=0.71 починались зривні потоки і елерони ставали неефективні та відчувалася тряска. Встановив взамін жорстких перегородок аеродинамічні виступи по передній кромці збільшили критичну швидкість до 850 км/г та М=0.75.
Але більше над штурмовиком працювати не змогли. КБ було переорієнтовано на розробки по Су-27, а тематику по Су-25 передали на Новосибірський завод, куди ще в 1969 році передали перші напрацювання літака Су-25. Причому, завод вже працював над крупносерійним випуском літака Су-24. Спочатку польський уряд хотів організувати випуск літаків у м.Мелеце, а двигунів Р-13 (у тому числі для польських ВПС) - в Жешуві. Але 7 червня 1976 року наказом МАП штурмовик передали на авіазавод у м.Тбілісі.
Передсерійний прототип Су-25 взлетів 18 липня 1979 року. В цьому екземплярі вперше були реалізовані всі концептуальні рішення, які раніше закладали в штурмовик. Якість виготовлення цього екземпляру була такою низькою, що його віддали на розстріл, на ньому проводились випробовування бойової живучості літака. Попереду тяжка стежка випробовувань та внесення конструктивних рішень. Офіційно Су-25 був прийнятий на озброєння лише у 1987 році, причому літаки почали поступати на озброєння у стройові частини з квітня 1981 року. З червня штурмовики почали активно приймати участь в бойових діях в Афганістані. На прототипах досліджувалась можливість стрільби проти польоту. Це дозволяло в одному бойовому заході уразити ціль та засоби ППО. Випробування проводились з використанням 80 мм НУРсів та рухомих гарматних контейнерів СППУ-2, гармати яких могли відхилятися на 23 гр. вниз. В 1982 року на штурмовику вперше були використано керовані ракети з лазерною головкою самонаведення класу “повітря-земля” Х-25 мл та Х-29 л.
У січні 1981 року літак, керований льотчиком-випробувачем Івановим А.І., при перевищенні швидкості М=0,86 на піке почав валитися на крило, при зниженні висоти до 1200 м льотчик катапультувався. Більш трагічний випадок мав місце в Афганістані. При несиметричному сході бомб з крайніх пілонів літак ввійшов у глибокий крен і льотчик не катапультувався. Літак врізався у скали. На основі досвіду, що був добутий у Афганістані, до штурмовика пред`явили нову вимогу - швидкість літака на пікіруванні не повинна перевищувати 700км/г під кутом у 30 гр. Повітряні гальма були недостатні. Тому конструктори знайшли красиве рішення: існуючі гальмівні щити забезпечили додатковими поверхнями, що кінематично були зв'язані з основними, причому ефективність зросла на 60 %.
При створенні Су-25 проведено більше 40 різноманітних досліджень та випробувальних програм. До найбільш оригінальних відносяться випробовування з макетом ядерної бомби та дослідження радіопоглинаючого покриття.
В 1987 році в Тбіллісі розпочато випуск літака з двигунами Р-195, що являє собою подальшу модифікацію Р-95ш зі зменшеною теплоємкістю. Для цього в хвостовій частина був встановлений додатковий повітрезабірник для охолодження реактивної струї та затурбінного обтекателю, що частково екранізував теплове випромінювання лопаток. Такий штурмовик розбився в 1988 році. Причина - несправність показника витрати палива. У 1989 році літак демонстрували на Паризькому авіасалоні. На зразку стояли двигуни Р-195, але з причини їх таємності були замінені на нетаємні Р-95.
Афганський екзамен.
Правильність вибраної концепції штурмовика, початково заложеної та послідовно реалізуємої при його створенні, була підтверджена успішним бойовим застосуванням Су-25 в Афганістані. Була сформована робоча група під керівництвом зам.начальника НДВ ВПС В.Алферова. Доводи конструкторів, що машина ще сира, тому що літак пройшов тільки групу А випробовувань, не хотів слухати Маршал авіації Кутахов П.С. Групі для випробовувань Су-25 в умовах максимально наближених до бойових виділялося шість літаків Су-25 та чотири Як-38, що приваблювали воєнних можливістю працювати з обмежених площадок. Випробовування в Афганістані отримали кодове найменування “ОПЕРАЦІЯ РОМБ”.
16 квітня група прибула на аеродром Шинданд. Аеродром розташовувався на висоті 1140 м над рівнем моря, на протязі доби спостерігалися значні коливання температури, негативно впливала відсутність у льотчиків досвіду польотів в горах. Випробовування в основному проводились на колишньому танковому полігоні (9 км від аеродрому). Перед авіагрупою безпосередньо не ставилася задача участі в бойових діях, але генерал Ю. Шаталін, командир розташованої поруч механізованої дивізії, мав право при необхідності залучати літаки до ударних операцій. На другій неділі почали поступати задачі щодо оперативної підтримки військ, які у той час вели тяжкі бої з моджахедами в провінції Фаракх, у 120 км на південь від Шинданда. На відміну від швидкісних МіГ-21, Су-17 та МіГ-23, штурмовики Су-25 діяли в горах на малій висоті, що істотно підвищувало їх ефективність бойового застосування. Якщо раніше польоти з бойовим навантаженням 4000 кг не проводились, то в бойових умовах в цьому виникла нагальна потреба і Су-25 брав по вісім 500 кг бомб. В таких умовах бомбове навантаження Су-17 не перевищувало 1500 кг.
Під час операції “РОМБ”, що тривала біля 50 днів, Су-25 виконали 100 польотів, 30 з яких зарахували як державні випробовування. Військові спеціалісти високо оцінили цей штурмовик та рекомендували його для прийняття на озброєння. (Цікаво, що було з випробовуваннями літаків Як-38). Цей літак в умовах високих температур та високогір'я Афганістану показав себе неефективним. З авіабази Шинданд, де спеціалісти зробили спеціальний настіл з стальних плит, він міг злітати вертикально лише без озброєння. Беручи невелике бойове навантаження, злітав у режимі укороченого зльоту (розбіг 250-300 м). Один з чотирьох Як-38 розбився після взліту, впавши одразу після відриву. Льотчик встиг катапультуватися та залишився живим.
Терміново після закінчення випробовувань 4 лютого 1981 року була створена спеціальна окрема штурмова ескадрилья Су и т.д.................


Перейти к полному тексту работы



Смотреть похожие работы


* Примечание. Уникальность работы указана на дату публикации, текущее значение может отличаться от указанного.