Wszytko o wojsku
  MiG-29 Fulcrum
 

Specyfikacja:

 

Rozpiętość skrzydeł całkowita: 11,36 m
Długość całkowita: 17,32 m
Wysokość całkowita: 4,73 m
Masa pustego: 10900 kg
Masa maksymalna uzbrojenia: 3000 kg
Maksymalna masa startowa: 18500 kg
Ilość paliwa: 4365 l
Model silnika: 2x Klimow RD-33
Ciąg: 50 kN / 83 kN z dopalaniem
Maksymalna prędkość przelotowa: 2445 km/h
Maksymalna prędkość wznoszenia: -
Pułap: 18000 m
Zasięg: 3000 km
Rozbieg: 250 m
Dobieg: 600 m

 

 

MiG29 jest jednomiejscowym, naddźwiękowym samolotem myśliwskim, zbudowanym w układzie górnopłata ze skrzydłami pasmowymi i podwójnym usterzeniem pionowym. Układ aerodynamiczny zapewnia stosunkowo dużą doskonałość.
Konstrukcja samolotu jest metalowa z niewielkim udziałem materiałów kompozytowych. W strukturze samolotu zastosowano stopy aluminium (durale i litale) i magnezu, stale stopowe oraz tytan, a także kompozyty zbrojone włóknami szklanymi i węglowymi.
Podstawowa struktura płatowca wykonana została w układzie półskorupowym, a w elementach sterowych zastosowano płyty klejone z wypełniaczem ulowym. Owiewki anten urządzeń radioelektronicznych wykonano z materiałów przepuszczalnych dla fal elektromagnetycznych.

Kadłub samolotu ma konstrukcję półskorupową o zmiennym przekroju i składa się z 10 wręg, pokrycia i podłużnic usztywniających o zróżnicowanych przekrojach. W pokryciu wykonano szereg wzierników umożliwiających dostęp do agregatów i aparatury zabudowanej na samolocie.
Przód kadłuba wykonano w postaci stożkowej osłony z materiału dielektrycznego, za którą umieszczona jest antena radiolokatora z mechanizmem ruchu. Z przodu osłony umieszczono nadajnik danych aerodynamicznych PWD-18 z poziomymi płytkami stanowiącymi generator wiru, zwiększający stateczność podłużną samolotu w locie z prędkością naddźwiękową oraz zapobiegający rewersowi lotek na dużych kątach natarcia. Za anteną znajdują się' urządzenia elektroniczne radaru oraz przedni przedział osprzętowy. Dalej, za ciśnieniową wręgą, umieszczono hermetyczną kabinę pilota. Z lewej strony kabiny, u nasady napływu skrzydła pasmowego, znajduje się działko z systemem otworów wentylacyjnych i osłoną termiczną z blachy żaroodpornej.
Napływy skrzydeł, o kącie skosu 73°30', powiązane są strukturalnie i funkcjonalnie z kadłubem. W części przedniej zawierają one, poza działkiem, anteny układu zakłócającego osłonięte owiewkami z materiału dielektrycznego. Za nimi, za wręgą nr 3, umieszczono zespół wlotów powietrza do silnika. Składa się on z wlotów głównych, odsuniętych od kadłuba o 57 do 63 mm, z układem płyt regulujących przepływ powietrza, oraz pięciootworowych startowych chwytów powietrza z żaluzjami, a także trzyotworowych upustów warstwy przyściennej. Konfiguracja płyt wlotów głównych zależna jest od prędkości i warunków lotu i regulowana jest wg 3 podstawowych programów. W przypadku opływu niesymetrycznego płyty mogą wychylać się poza normalny zakres regulacji. W czasie startu i lądowania płyty pozostają zamknięte w zakresie prędkości od 0 do 200 km/h. Żaluzje wlotów górnych otwierają się samoczynnie pod wpływem różnicy ciśnień, a domykane są z pomocą układu sprężynowego. W położeniu zamkniętym mogą zostać zablokowane siłownikiem hydraulicznym.
Za kabiną, za tylną wręgą ciśnieniową, umieszczono dwa kolejne przedziały osprzętu, a pod nimi komorę podwozia przedniego. W górnej części kadłuba za kabiną, znajdują się urządzenia radioelektroniczne osłonięte owiewką wykonaną z kompozytu zbrojonego włóknem szklanym. Poniżej, w zasadniczej części kadłuba znajdują się trzy główne zbiorniki paliwa zajmujące także znaczne fragmenty centropłata. Pierwszy z nich ma pojemność 650 l, drugi 870 l, a trzeci - będący jednocześnie podstawowym, integralnym, spawanym wiązką elektronów w osłonie argonu, elementem sitowym kadłuba z głównymi okuciami skrzydeł i okuciami goleni podwozia głównego -1810 I. Poniżej, na zewnątrz kanałów dolotowych powietrza do silnika, umieszczono komory podwozia głównego.
Środkowa część centropłata zakończona jest wręgą nr 7 z okuciami do mocowania silników i tylnymi okuciami skrzydeł. Silniki zamocowane są pod kątem -4° w stosunku do osi samolotu. Nad silnikami umieszczono zbiorniki oleju, układ paliwowy i agregaty silnikowe. Tylne okucia mocowania silników zawiera wręga nr 9 zamykająca strukturę wytrzymałościową kadłuba. Za nią znajduje się wręga pomocnicza, do której w górnej części mocowane są klapki opro-filowujące przejście gondola-silnik.
Tylna część kadłuba zawiera agregaty pomocnicze oraz zespół siłowników i dźwigni uruchamiających płyty hamulców aerodynamicznych, górnych o powierzchni 0.73 m2 wychylanych o kąt 56° i dolnych o powierzchni 0.795 m2 i kącie wychylenia 60°. Kadłub zakończony jest zasobnikiem spadochronu hamującego wykonanym z rury duralowej o średnicy 180 mm i długości 970 mm. Spadochron, składający się ze spadochronu wyciągającego o powierzchni 0.5 m2 i spadochronu głównego o powierzchni 17 m2, może być używany przy prędkości mniejszej od 320 km/h (powyżej ulega zerwaniu specjalny bezpiecznik).
Skrzydła, o kącie zaklinowania 0°, wzniosie -3°, kącie skosu krawędzi natarcia 42 °i krawędzi spływu ok. 9°, mają konstrukcję trójdźwigarową z dźwigarkami pomocniczymi zaklapowym i przedlotkowym. Wzdłuż dźwigarów głównych, wykonanych z tytanu, rozmieszczono okucia węzłów podwieszania uzbrojenia (trzy dla belek przykadłubowych, po dwa dla pozostałych). Skrzydło zawierające 16 żeber zakończone jest nieruchomą końcówką o odrębnej strukturze wykonanej w części przedniej i spływowej z kompozytów węglowych. Części centralne skrzydeł zewnętrznych stanowią integralne zbiorniki paliwa o pojemności 330 I każdy.
W przedniej części skrzydła do dolnej krawędzi dźwigarka pomocniczego mocowana jest w sposób ciągły trójsegmentowa klapa przednia o duralowej konstrukcji półskorupowej poruszana sześcioma siłownikami hydraulicznymi (jeden na pierwszy, dwa na drugi i trzy na trzeci segment). Kąt wychylenia klapy wynosi 20° przy czym klapy wychylają się automatycznie po przekroczeniu kąta natarcia równego 8.7°, a zamykają poniżej kąta natarcia równego 7.1°.
Do tylnego dźwigarka pomocniczego zamocowane są klapy zaskrzydłowe i lotki o strukturze przekładkowej. Jednoszczelinowe klapy zawieszone w trzech punktach wychylane są siłownikami hydraulicznymi o 20° (w położeniu zamkniętym szczelina zasłonięta jest odchylaną płytką). Lotki, zawieszone także w 3 punktach, wychylane są układem zawierającym wzmacniacz hydrauliczny o 15° w dół i 25° w górę, a ich wychylenie neutralne jest równe 5° do góry.
Usterzenie poziome, płytowe, jednodźwigarowe, konstrukcji półskorupowej metalowej, z szesnastoma żebrami i układem podłużnic w części przedniej oraz strukturze przekładkowej, z wypełniaczem typu plaster miodu i powłokami z kompozytu węglowego w części spływowej. Kąt skosu krawędzi natarcia usterzenia równy jest 50°, powierzchnia 7,05 m2, rozpiętość 7,78 m. Usterzenie poziome wychylane jest za pomocą układu mechanicznego ze wspomaganiem hydraulicznym. Kąt wychylenia usterzenia wynosi 15° do góry i 35° w dół przy starcie i lądowaniu, 5°45' do góry i 17°45' w dół w locie. Dla wspomagania sterowania poprzecznego usterzenie może być wychylane różnicowo przy zamkniętych klapach przednich.
Usterzenie pionowe, zdwojone podzielone na statecznik i ster kierunku. Kąt skosu krawędzi natarcia statecznika wynosi 47°30'. Stateczniki rozchylone są na boki, na zewnątrz na kąt 6°. Statecznik, o konstrukcji dwudźwigarowej, składa się z duralowej części noskowej, głównego kesonu z powłoką z kompozytu węglowego oraz części tylnej z dźwigarkiem pomocniczym, osłaniającej cięgła i wzmacniacze układu sterowania. Kompozytowa końcówka statecznika zawiera zespół anten urządzeń radioelektronicznych. Ster kierunku o konstrukcji przekładkowej ma powierzchnię 0,62 m2, zakres wychyleń +-20°. Dolną część usterzenia stanowi płetwa ustateczniająca. Znajdują się w niej mechanizmy sterowania usterzeniem z cięgnami, wzmacniaczami hydraulicznymi i układem sztucznego obciążenia organów sterowania. Jej przedłużeniem są grzebienie aerodynamiczne na górnej części centropłata, w których zamontowano w yrzutniki ładunków zakłócających.

Kabina pilota jest hermetyzowana automatycznie po zamknięciu osłony. Układ klimatyzacyjny wykorzystuje zimne powietrze z chwytów pomocniczych i gorące ze sprężarki silnika. Ciśnienie w kabinie zmienia się wolniej od zewnętrznego i nie zmniejsza się nigdy poniżej granicy bezpiecznej dla pilota.
Fotel wyrzucany K-36DM serii 2 zapewnia bezpieczne opuszczenie przez pilota kabiny w sytuacjach awaryjnych w pełnym zakresie użytkowych prędkości i wysokości lotu, w tym także przy prędkości zero na ziemi. W sytuacji awaryjnej, po pociągnięciu za zdwojony uchwyt, pilot jest automatycznie sprowadzany do optymalnego położenia i unieruchamiany (w locie z prędkością powyżej 900 km/h pilot zasłaniany jest dodatkowo specjalną zasłonką). Istnieje możliwość automatycznego katapultowania bez udziału pilota.
Fotel zostaje wyrzucony, po odrzuceniu osłony kabiny, przez zestaw pironabojów, nadający mu prędkość powyżej 13.6 m/s, i silnik rakietowy o ciągu minimalnym 3.2 kN (o sterowanym wektorze) działający przez 0.4 s. Po opuszczeniu kabiny odpalane są teleskopowe wysięgniki o długości ok.2m zaopatrzone w spadochroniki stabilizujące położenie fotela względem ziemi. Wektorem ciągu oraz procesem otwierania spadochronów stabilizujących, zależnie od położenia, wysokości i prędkości lotu, steruje automatyczne urządzenie KPA-4M.
Po oddzieleniu od fotela pilot opada i ląduje używając urządzenia ratowniczego PSU-36. Przy małych prędkościach i wysokościach otwarcie spadochronu ratowniczego następuje po zbliżeniu się fotela do szczytowego punktu aktywnego odcinka lotu. W innych przypadkach otwarcie następuje dopiero po okresowym locie swobodnym na wysokości nie przekraczającej 5000-6000m.
Fotel wyposażony jest w zasobnik awaryjny, w którym znajdują się środki łączności, urządzenia sygnalizacyjne, zapas żywności, apteczka, łódka i podstawowy sprzęt pozwalający na przeżycie po wylądowaniu w niesprzyjającym terenie.
Kabina wyposażona jest w zestaw urządzeń pilotażowo-nawigacyjnych. Nad tablicą przednią znajduje się urządzenie zobrazowania danych nawigacyjnych i celowania.

Instalacje:
- paliwowa - składa się z trzech zbiorników kadłubowych i integralnych zbiorników w skrzydłach o łącznej pojemności 4.300 I. Paliwo przepompowywane jest przy pomocy pomp turbinowych GTN i pomp strumieniowych. Zbiorniki napełniane są gazem neutralnym (azotem) lub - awaryjnie - powietrzem w miarę zużywania paliwa. Istnieje możliwość instalowania dodatkowego zbiornika paliwa pod kadłubem (przystosowanego specjalnie do MiGa 29, z przelotowym otworem w tylnej części dla ujścia gazów wylotowych z turborozrusznika) o pojemności 1500 I,
- hydrauliczna - składa się z dwóch niezależnych instalacji, zasadniczej, sterującej wypuszczaniem podwozia, klap, hamulców aerodynamicznych, pracą jednej z komór wzmacniaczy hydraulicznych, wlotami powietrza do silników oraz instalacji wzmacniaczy hydraulicznych,
- pneumatyczna - zasadnicza, służąca do hamowania kół podwozia, sterowania osłony kabiny, sterowania zaworami odcinającymi dopływ paliwa, wypuszczania i wyczepiania spadochronu hamującego oraz awaryjna m.in. do awaryjnego wypuszczania podwozia.
elektryczna - jej podstawowym źródłem zasilania jest prądnica prądu przemiennego GT30NZ412 o mocy 30kVA, a rezerwowym przetwornica PTO-1000/1500M. Układ prądu stałego zasilany jest prądnicą GSR-ST-12/40A o mocy 12 kW i zawiera dwie baterie akumulatorowe,
- przeciwpożarowa - do sygnalizacji pożaru przez zestaw czujników i gaszenia, zawierająca kulistą butlę ze środkiem gaszącym o pojemności 3 kg,
- klimatyzacja kabiny - do utrzymywania zadanej temperatury i ciśnienia w kabinie i wybranych przedziałach osrzętowych.

Wyposażenie elektroniczne i pilotażowo-nawigacyjne jest w znacznej części zintegrowane i sterowane przez kompleks celowniczo-nawigacyjny S-31, zbierający i przetwarzający z użyciem procesorów cyfrowych, dane dotyczące sytuacji w locie i, z pomocą zintegrowanego systemu informacji (SEI), przekazujący poprzez projekcję na szybie informacje pilotażowo-nawigacyjne (kurs, prędkość, wysokość, kąty pochylenia i przechylenia, odległości i kursy do lotnisk itp.) i bojowe (zobrazowanie celów, przechwycenie samolotu, stan uzbrojenia i in.).
Ważną częścią kompleksu jest impulsowo-dopplerowska stacja radiolokacyjna N-019, pozwalająca na wykrywanie, śledzenie i rozpoznawanie celów lecących na wysokości od 30 do 23000 m w odległości do ok. 100 km, w przedniej lub tylnej półsferze. Jednocześnie może być obserwowanych do 10 celów, a kompleks automatycznie wybiera najbardziej niebezpieczny. Obserwację prowadzić można także przy pomocy kwantowo-optycznej stacji laserowej KOLS zapewniającej automatyczne poszukiwanie i śledzenie celów w zakresie podczerwieni oraz pomiar odległości do celów powietrznych i naziemnych. W skład stacji wchodzi termonamiernik o zasięgu 15 km i dalmierz laserowy skuteczny do ok. 5-6 km. Oznaczanie celu widzianego wzrokowo w warunkach walki powietrznej może odbywać się z użyciem nahelmowego systemu wskazywania celu Sz3-ZUM. Współrzędne celu wyliczane są przez kompleks celowniczy na podstawie danych o położeniu głowy pilota obserwującego cel przez przeziernik zamontowany na jego hełmie (NWU-2) i przekazywane rakietom bliskiego zasięgu naprowadzanym na podczerwień.
Inne urządzenia wchodzące w skład kompleksu to min. stacja ostrzegania o opromieniowaniu Ło 06 ŁM określająca kierunek opromieniowania, typ stacji i rodzaj jej pracy (obserwacja czy śledzenie), system rozpoznania 6201 i 6231 z automatycznym przełączaniem kodów rozpoznania, urządzenie aktywnej odpowiedzi SO-69, przekazujące informacje o samolocie.
Ważnym systemem jest informator głosowy P-591 B podający w sytuacjach niebezpiecznych pilotowi 48 komend i instrukcji zarejestrowanych na taśmie magnetofonowej, niektóre z nich, w miarę potrzeby, mogą być poprzez radiostację przekazywane na ziemię.
Nawigacja może być prowadzona automatycznie przez radiotechniczny system nawigacji i lądowania A-323 z wylicznikiem cyfrowym, umożliwiający loty wg zadanych punktów z ciągłym wyliczaniem odległości i kursów. System współpracuje z bezwładnościowym układem kursu oraz systemem sygnałów powietrznych. Do przyrządowego naprowadzania i automatycznego sprowadzania samolotu służy urządzenie telemetryczne Biriuza.
Inne urządzenia pilotażowe to m.in. radiowysokościomierz A-037 i automatyczny radiokompas ARK-19.
Do utrzymywania łączności służy dwuzakresowa (UKF, UHF) radiostacja pokładowa R-862.

Układ napędowy.
W przyjętej koncepcji integralnego układu aerodynamicznego zespół napędowy i układ doprowadzenia powietrza do silników rozmieszczono w dwóch oddzielnych gondolach silnikowych rozsuniętych na boki. Zespół napędowy składa się z dwóch dwuwałowych, dwuprzepływowych silników turboodrzutowych konstrukcji Izotowa typu RD-33. Silniki mają mały stopień dwuprzepływowości równy 0,475. Sprężarka niskiego ciśnienia (wentylator) - jest czterostopniowa, sprężarka wysokiego ciśnienia - dziewięciostopniowa, osiowa z dwoma stopniami kierownic. Sumaryczny spręż kompresora wynosi 21,5 przy przepływie 76,9 kg/s. Komora spalania - pierścieniowa, przelotowa, z 24 wtryskiwaczami. Turbina dwustopniowa - jeden stopień wysokiego ciśnienia z chłodzonymi kierownicami i łopatkami oraz nie chłodzona turbina wentylatora. Temperatura gazów przed turbiną sięga 1525OK (1650OK w locie). Silniki wyposażone są w naddźwiękowe regulowane dysze wylotowe. Dla zapewnienia statecznej pracy we wszystkich zakresach lotu wejściowe wieńce kierujące dwóch pierwszych stopni wentylatora mają regulowane kąty natarcia łopatek. Silnik posiada rozbudowany elektrohydrauliczny system sterowania z analogowym regulatorem-ogranicznikiem BPR-88, regulującym m.in. temperaturę, obroty, ilość paliwa, przekrój dyszy wylotowej, na podstawie danych zewnętrznych i wewnętrznych silnika. Ponadto zastosowano instalację przeciwpompażową automatycznie wyprowadzającą silnik z zakresów niestatecznej pracy sprężarki, instalację automatycznego rozruchu silników w czasie lotu oraz rozbudowaną automatykę. Silniki na zakresie maksymalnym rozwijają ciąg 49,4 kN każdy, a na zakresie dopalania ciąg wynosi od 54,9 kN do 81,4 kN odpowiednio dla minimalnego i pełnego dopalania. Zużycie paliwa przy pracy bez dopalania wynosi od 0,79 do 0,95 kg/daN/h, a z pełnym dopalaniem 1,96 do 2,01 kg/daN/h. Silniki RD-33 przy powyższych osiągach charakteryzują się stosunkowo dobrymi parametrami gabarytowo-masowymi i dynamicznymi. Długość silnika 4260 mm, średnica maksymalna 1000 mm, średnica wlotu 750 mm, masa silnika suchego 1055 kg. Zmiany zakresów pracy silnika następują dość szybko np. przejście od zakresu obrotów minimalnych do maksymalnych następuje w czasie ok. 3-5 s dzięki czemu MiG-29 charakteryzuje się wyjątkowo dobrymi charakterystykami rozpędzania. Rozkręcenie wirników silników przy rozruchu na ziemi zapewnia turbinowy starter-energoblok GTDE-117, który jest jednocześnie źródłem zasilania w energię elektryczną i może być wykorzystywany do zasilania urządzeń pokładowych energią elektryczną np. przy sprawdzaniu urządzeń pokładowych w warunkach polowych przy wyłączonych silnikach RD-33. Powietrze do silników doprowadzane jest poprzez zespół wlotów powietrza, który składa się z dwóch wlotów głównych o przekroju prostokątnym umieszczonych pod napływami skrzydeł oraz dwóch dodatkowych chwytów powietrza umieszczonych na górnej powierzchni napływów. Główne wloty powietrza - naddźwiękowe, o przekroju prostokątnym, ścięte ku dołowi wyposażono w układ płyt regulujących przepływ powietrza dla zapewnienia statecznej pracy zespołu napędowego we wszystkich fazach lotu. Położenie płyt regulujących wlotów głównych sterowane jest przez dwa oddzielne urządzenia automatyczne i zależne jest od warunków lotu, a ustalane wg 3 programów. Górne krawędzie wlotów odsunięte są od powierzchni napływów o 57-63 mm dla odseparowania warstwy przyściennej.

Uzbrojenie składa się z zainstalowanego na stałe działka GSz 301 oraz uzbrojenia podwieszanego na sześciu węzłach podskrzydłowych (w 44 wariantach).
Działko GSz 301 kal. 30 mm, o masie ok. 50 kg, z maksymalnym zapasem nabojów równym 150 szt., o szybkostrzelności 1800 strz./min., zainstalowane jest u nasady lewego skrzydła. W niektórych seriach samolotu działko wyposażone było w urządzenie powodujące obrót lufy wokół osi pionowej dla zwiększenia pola rażenia przy atakowaniu naziemnych celów powierzchniowych.
Niekierowane pociski rakietowe: 80 szt. typu S-8, kal.80 mm, w czterech wyrzutniach B-8M1, lub 4 typu S-24 kal. 240 mm na wyrzutniach APU-68. Wyrzutnie npr podwieszane są na belkach nośnych BD-3-UMK-2A.
Kierowane pociski rakietowe: 2 średniego zasięgu typu R-27T klasy powietrze-powietrze z koordynatorem radiolokacyjnym (mogą też być stosowane R-27R1 naprowadzane na podczerwień), na wyrzutniach APU-470 (podwieszane tylko na węzłach wewnętrznych); 6 typu R-73E klasy powietrze-powietrze, sterowanych aero- i gazodynami-cznie, o bardzo dużej zwrotności (przeciążenie dopuszczalne - 60g) naprowadzanych na podczerwień, na wyrzutniach P72-1D- mogą być one odpalane nawet w manewrze samolotu przy przeciążeniu 8g; 6 typu R-60MK klasy powietrze-powietrze naprowadzanych na podczerwień, na wyrzutniach P-62-1DB1, używanych w manewrowej walce powietrznej.
Uzbrojenie bombardierskie składa się z bomb o wagomiarze 50 kg, 100 kg, 250 kg, 500 kg podwieszanych na belkach BD-3UMK-2A .
Do systemu uzbrojenia zaliczany jest także układ zakłóceń pasywnych 20SP zawierający 2 x 30 szt. nabojów PI-26-1 wystrzeliwanych z wyrzutni BWP-30-26M.
Do szkolenia pilotów służą szkolne pociski rakietowe UZR-60 i UZR-72.

 

 

 

 
  Dzisiaj stronę odwiedziło już 1 odwiedzający (41 wejścia) tutaj!  
 
=> Chcesz darmową stronę ? Kliknij tutaj! <=