Wszytko o wojsku
  Su-22 Fitter
 

Specyfikacja:

Rozpiętość skrzydeł całkowita: 13,80 m
Długość całkowita: 18,75 m
Wysokość całkowita: 5,00 m
Masa pustego: 10000 kg
Masa maksymalna uzbrojenia: 4000 kg
Maksymalna masa startowa: 19500 kg
Ilość paliwa: 4550 l
Model silnika: Saturn/Lulka AL-21F-3
Ciąg: 76,5 kN / 110 kN z dopalaniem
Maksymalna prędkość przelotowa: 2482 km/h
Maksymalna prędkość wznoszenia: -
Pułap: 18000 m
Zasięg: 2232 km
Rozbieg: 900 m
Dobieg: 950 m


Su-22M4 jest jednomiejscowym, naddźwiękowym samolotem szturmowo-bombowym o zmiennej geometrii skrzydeł w układzie średniopłata. Może być stosowany do celów rozpoznawczych. Konstrukcja samolotu całkowicie metalowa. W budowie samolotu znalazły zastosowanie durale lotnicze D1 6A-TW, D1 6A-T, W95A-TW i stale stopowe 30 HGSA, 35 HGSA, 12H18N10T.
Podstawowa konstrukcja płatowca została wykonana w układzie półskorupowym. W niektórych elementach struktury znalazły zastosowanie trójwarstwowe płyty klejone z wypełniaczem ulowym.
Elementy struktury łączone są ze sobą techniką nitowania. W mniejszym zakresie zastosowano zgrzewanie i klejenie (tylko do elementów nie mających znaczenia wytrzymałościowego).
Owiewki chroniące anteny urządzeń radioelektronicznych wykonano z kompozytu szklano-epoksydowego o właściwościach przepuszczalnych dla fal radiowych.
Kadłub samolotu Su 22M4 ma konstrukcję półskorupową o przekroju kołowym. Konstrukcyjnie składa się z 58 wręg, pokrycia, podłużnie (pasów) wykonanych z profili zamkniętych (omegówki) i otwartych (zetowniki i dwuteowniki). W pokryciu kadłuba wykonane są liczne wzierniki umożliwiające dostęp do agregatów i aparatury zabudowanej na płatowcu. Na kadłubie zabudowana została owiewka, o przekroju półeliptycznym, będąca przedłużeniem osłony kabiny, mieszcząca aparaturę elektroniczną i podzespoły instalacji paliwowej.
Przód kadłuba został wykonany jako rura ze stożkiem centralnym, tworząca wlot powietrza do silnika. Stożek centralny, o konstrukcji półskorupowej metalowej. W locie z prędkością ponaddźwiękową, stożek pełni funkcję wytwornicy fal uderzeniowych w kanale wlotu, zwiększając spręż wstępny powietrza doprowadzonego do silnika. Przednia część stożka wykonana została z materiału radioprzepuszczalnego. W dolnej, przedniej części stożka znajduje się okienko ze specjalnego szkła, przez które przechodzi wiązka lasera. Za wręgą 3 zabudowane są dodatkowe chwyty powietrza do silnika w postaci prostokątnych klapek (po dwie na stronę). Otwierają się one samoczynnie w czasie pracy silnika na ziemi i w czasie lotu pod wpływem różnicy ciśnień panujących w kanałach wewnętrznych i na zewnątrz samolotu.
Za wręgą 3 rurowy kanał wlotowy ulega rozdwojeniu na kanały o przekroju eliptycznym, biegnące po bokach w dolnej części kadłuba. Między wręgą 5 i 9 umieszczono hermetyczną kabinę pilota. Pod nią, między wręgą 5 i 8 znajduje się luk podwozia przedniego. Za kabiną pilota, między wręgami 10 i 14 jest pomieszczenie dla elektronicznej aparatury nawigacyjno-celowniczej i radiowej. Za wręgą 16 następuje ponowne połączenie kanałów dolotowych powietrza w jeden, o przekroju okrągłym. Od wręgi 29 do końca kadłuba znajduje się silnik i agregaty silnikowe, hydrauliczne i elektryczne. Przestrzeń od wręgi 15 do 28, oprócz kanałów dolotowych, elementów elektrycznych, hydraulicznych i sterowania, wypełniona jest zbiornikami paliwa i innymi elementami instalacji paliwowej. Na wysokości wręgi 18, na bokach kadłuba umieszczono rękawy amunicyjne działek.
Kadłub samolotu może być rozłączony na podwójnej wrędze 34-34a, odsunięcie tylnej części umożliwia dostęp do silnika i agregatów oraz ich wymianę.
Na wrędze 35 umocowane są 4 zawiasy hamulców aerodynamicznych, o obrysie prostokątnym i powierzchni 0,33 m2 każdy. Wychylane są przy pomocy siłownika hydraulicznego, maksymalny kąt wychylenia 50°.
Dodatkowymi, istotnymi elementami wchodzącymi strukturalnie w skład kadłuba są: przedstatecznik pionowy, stanowiący płynne przejście od owiewki grzbietowej do statecznika pionowego. Znajduje się w nim pomieszczenie aparatury radioelektronicznej. Aparatura ta jest chłodzona powietrzem przez chwyt wykonany w górnej części przedstatecznika. Między wręgą 34a i 40, w dolnej części kadłuba umocowana jest pionowa powierzchnia ustateczniająca. W przedziale tylnej części kadłuba, między wręgami 43 i 45, u góry, umieszczona jest specjalna belka z węzłami mocowania spadochronu hamującego.
Kabina pilota jest hermetyzowana automatycznie po zamknięciu osłony kabiny. Oddychanie pilota zapewnia indywidualna instalacja tlenowa typu KKO-5. Układ klimatyzacji do ogrzewania lub chłodzenia kabiny wykorzystuje zimne powietrze pobierane z chwytu powietrza przed statecznikiem pionowym i powietrze gorące pobierane ze sprężarki silnika. Ciśnienie w kabinie, które zmienia się wraz ze zmianą wysokości lotu nie zmniejsza się nigdy poniżej granicy bezpiecznej dla życia.
Fotel wyrzucany typu K-36 DM (w dwóch wersjach) zapewnia bezpieczne opuszczenie samolotu podczas lotu i w czasie rozbiegu lub dobiegu, pod warunkiem, że prędkość samolotu przekracza 75 km/h. Fotel K-36 DM wyposażony jest w zestaw spadochronów, z których część stabilizuje fotel po katapultowaniu. Spadochron główny o powierzchni 60 m2 zapewnia opadanie pilota razem z zasobnikiem awaryjnym z prędkością nie większą niż 6,2 m/s. W zasobniku awaryjnym znajdują się: łódka, radiolatarnia, radiotelefon, zapas żywności, środki sygnalizacji wizualnej, apteczka, podstawowy sprzęt biwakowy i myśliwski. W wykonaniu specjalnym, zasobnik awaryjny może zawierać składane narty lub powiększony zestaw środków pozwalających na przeżycie w warunkach pustynnych.
W sytuacji awaryjnej pilot pociąga za zdwojony uchwyt umieszczony między nogami. W dalszej kolejności następuje przyciągnięcie rąk pilota, uniesienie i zablokowanie nóg, wystrzelenie teleskopowej zasłonki ochraniającej tułów i twarz pilota. Fotel zostaje odpalony po odstrzeleniu kabiny. Po wysunięciu fotela z kabiny uruchamia się silnik rakietowy fotela i pierwszy stopień spadochronów stabilizujących na teleskopowych wysięgnikach. Procesem otwierania kolejnych spadochronów stabilizujących i głównego steruje automatycznie urządzenie KPA-4M w zależności od wysokości i prędkości lotu.
Urządzenia pilotażowo-nawigacyjne znajdują się na przedniej tablicy przyrządów. Podstawowe z nich to: pulpit sterowania SAU-22M (w samolotach dwumiejscowych tylko w przedniej kabinie), pilotażowy wskaźnik komend KPP, wskaźnik pilotażowo-nawigacyjny NPP, przyrząd zespolony DA-200, wskaźnik wysokości i spadku ciśnienia w kabinie UWPD-20, wskaźnik wysokości A-034-4, radiowysokościomierza A-031, wskaźnik wysokości UW-30-3 (tylko w pierwszej kabinie w samolotach szkolno-bojowych), wysokościomierz WD-28 (tylko w drugiej kabinie samolotów dwumiejscowych), sygnalizator wysokości niebezpiecznej ZW-500, prędkościomierz US-1600, wskaźnik prędkości rzeczywistej i machometr UMS-2,5, obrotomomierz ITE-1, paliwomierz-przepływomierz UTR-6-2, wskaźnik temperatury gazów wylotowych ITG-1, licznik odległości PPD-2, wskaźnik położenia skrzydła IP-11-15, zegar ACzS-1M. W samolotach szkolno-bojowych, w drugiej kabinie znajdują się dodatkowe systemy, z których najistotniejsze to sterowanie zasłonką w przedniej kabinie do lotów bez widoczności oraz możliwość imitacji niesprawności i odłączenia niektórych instalacji i przyrządów samolotu z przedniej kabiny.
Nad główną tablicą przyrządów zabudowany jest celownik typu ASP-17BC. Panele po prawej stronie kabiny zabudowane są systemami kontroli uzbrojenia i przełącznikami instalacji elektrycznej. Po lewej stronie znajdują się dźwignie systemu sterowania zespołem napędowym, zespół wyłączników używanych w stanach awaryjnych, np. odcięcie dopływu paliwa do silnika, odłączenie elektrycznego układu przeciw pompażowego. Z tablicy przedniej steruje się geometrią skrzydła, pracą systemu paliwowego i hydraulicznego.
Osłona kabiny wykonana jest z dwóch części: nieruchomego wiatrochronu, którego przednia część wykonana jest ze szkła pancernego i ruchomej limuzyny. Elementy oszklenia niepancernego wykonane są ze szkła organicznego. W obramowaniach znajdują się nawiewy na szyby instalacji klimatyzacyjnej. W obramowaniu części nieruchomej zabudowane są uszczelki wypełniane powietrzem, doszczelniające połączenie limuzynki i kadłuba.
Część ruchoma osłony podnoszona jest układem siłowników pneumatycznych, znajdujących się za fotelem pilota. W czasie lotu limuzyna mocowana jest na czterech zamkach. Zamki, w sytuacji awaryjnej mogą być odblokowane systemem pirotechnicznym (przy katapultowaniu) lub ręcznie. W górnym obramowaniu limuzyny zabudowany jest peryskop TS-27 AMSz do obserwacji tylnej półsfery. W samolotach szkolno-bojowych, na limuzynie tylnej kabiny zabudowany jest peryskop służący do obserwacji przedniej półsfery w czasie lotu.
Skrzydło samolotu jest konstrukcji całkowicie metalowej, półskorupowej. Konstrukcyjnie dzieli się na część ruchomą i nieruchomą. Część nieruchoma, o skosie krawędzi natarcia 63° podzielona jest konstrukcyjnie żebrami i dźwigarami na przedziały uzbrojenia, goleni podwozia głównego, noskowy, kesonowy i pusty. Przedział uzbrojenia mieszczący się w wewnętrznej części skrzydła, zawiera działko, pojemnik ogniw, agregaty sterowania strzelaniem i przeładowaniem działka. Przedział głównej goleni podwozia jest obszarem zajętym w locie chowaną golenią podwozia głównego. Od spodu zamykany jest osłonami zamocowanymi na goleni i do dolnego pokrycia.
W przedziale głównej goleni podwozia zabudowane są ponadto agregaty sterowania chowaniem i wypuszczaniem podwozia, siłowniki wciągania podwozia oraz siłownik zastrzału składanego oraz zamki mocowania podwozia w położeniu schowanym.
Przedział kesonowy zbudowany jest z dźwigara głównego, belki głównej, żeber i płyt pokrycia trawionych chemicznie w celu optymalizacji masowo-wytrzymałościowej.
Zadaniem przedziału kesonowego jest przenoszenie głównych obciążeń skrzydła. Od strony zewnętrznej keson zakończony jest napędem hydromechanicznym GMP-22 ruchomej części skrzydła. Od strony wewnętrznej keson łączy się przez okucia na wręgach ze strukturą kadłuba.
Przedział noskowy pełni wyłącznie funkcje aerodynamiczne. Przedział pusty służy do chowania ruchomej części skrzydła w czasie zmiany skosu. Na górnej powierzchni nieruchomej części skrzydła zabudowane są dwa grzebienie aerodynamiczne ustateczniające przepływ powietrza. Pod nieruchomą częścią skrzydła zabudowane są belki uzbrojenia: wewnętrzna, zewnętrzna i pośrednia. Płaszczyzny sterowania zabudowane na nieruchomej części skrzydeł to: klapy szczelinowe typu Fowler podzielone na dwie części: wewnętrzną o kącie wychylenia 25 ą1°, czasie wypuszczenia do 4,5 s., chowania do 6 s., od kadłuba do wewnętrznego grzebienia aerodynamicznego i zewnętrzną o kącie wychylenia 26°, czasie wypuszczenia do 4,5 s., chowania do 6 s. - pomiędzy grzebieniami aerodynamicznymi. Klapy mają konstrukcję półskorupową, przy czym części spływowe wykonane są jako trójwarstwowa konstrukcja przekładkowa, klejona z wypełniaczem ulowym. Klapy sterowane są za pomocą układu hydraulicznego.
Zewnętrzna, ruchoma część skrzydła ma możliwość zmiany kąta skosu od 30° do 63°. Kąt skosu 30° wykorzystywany jest w czasie startu i lądowania oraz lotów z małą prędkością, kąt 45° wykorzystuje się do lotów z maksymalnym zasięgiem, kąty: 45° i 63° do lotów bojowych i wyższego pilotażu, kąt 63° do lotów z prędkością ponaddźwiękową. Na samolocie zabudowana jest blokada uniemożliwiająca wypuszczenie klap, gdy skos części ruchomej jest różny od 30° i uniemożliwiająca zmianę skosu gdy klapy są wypuszczone. Sterowanie skosem może odbywać się ręcznie i automatycznie.
Wewnętrzna część struktury części ruchomej wykorzystana jest jako integralny zbiornik paliwa. Końcówka skrzydła jest częściowo wykonana z materiału przezroczystego. Płaszczyzny sterowania zabudowane na ruchomej części skizydła to sloty i lotka. Obie - konstrukcji metalowej, półskorupowej.
Sloty napędzane są układem siłowników hydraulicznych, lotki - mechanicznie. Maksymalny kąt wychylenia lotek: dla skosu 30° wynosi 22°, dla skosu 63° do góry 21 °, w dół 15°, a wysunięcie slotów 126 mm.
Oprócz funkcji aerodynamiczno-wytrzymałościowych skrzydło pełni też funkcję nośnika urządzeń radioelektronicznych, a zwłaszcza ich anten oraz sensorów aparatury kontrolno-pomiarowej przyrządów pilotażowo-nawigacyjnych (położenia skrzydeł i klap).
Usterzenie poziome samolotu jest wykonane w układzie płytowym bez podziału na ster i statecznik. Usterzenie ma konstrukcję metalową, półskorupową, podzieloną na część przednią, środkową i tylną.
Część przednia pełni funkcję opływu aerodynamicznego. Usztywniona jest piętnastoma żebrami, tworzącymi z pokryciem nosek usterzenia. Część środkowa jest kesonem wytrzymałościowym. Na dźwigarze głównym zabudowane jest okucie obrotowe łączące usterzenie z kadłubem. Na zakończeniu skośnego dżwigarka pomocniczego zabudowany jest węzeł napędu.
Część tylna pełni funkcję spływu. Nie przenosi znaczących obciążeń i jest wykonana ze stosunkowo delikatnych elementów cienkościennych tłoczonych z duralu.
Na żebrze końcowym zabudowana jest masa przeciwflatterowa w postaci wysięgnika i ciężarka 8,36 kg w każdej połowie usterzenia.
Usterzenie poziome wychylane jest za pomocą układu mechanicznego ze wspomaganiem hydraulicznym. Wychylenie usterzenia wynosi 26°30 - 1° do góry i 10°-1° do dołu.
Usterzenie pionowe konstrukcji metalowej, wykonane zostało w układzie klasycznym - nieruchomy statecznik i ruchomy ster kierunku. Statecznik podzielony jest konstrukcyjnie na trzy części: noskową, keson i końcówkę. Część noskowa, półskorupowa, wykonana w postaci lekkiego pokrycia z żebrami, pełni głównie funkcję aerodynamiczną. Część wytrzymałościowa statecznika to keson utworzony przez dźwigar, pokrycie, żebra, usztywnienia i ściankę tylną. Końcówka statecznika wykonana została z kompozytu szklano-epoksydowego. Na żebrze końcowym statecznika znajdują się anteny systemów radioelektronicznych samolotu.
Statecznik pionowy mocowany jest do kadłuba okuciami łączącymi dźwigar z wręgą 38 kadłuba i belkę z wręgą 43. Na ściance tylnej zamocowane są okucia zawiasów steru kierunku.
Ster kierunku konstrukcji metalowej, półskorupowej mocowany jest do statecznika za pośrednictwem 3 zawiasów. Okucia zawiasów na sterze mocowane są do dźwigara steru. W dolnej części dźwigar przechodzi w rurę skrętną napędu steru. Ster kierunku napędzany jest mechanicznie za pośrednictwem popychaczy. W układzie napędu steru zabudowane są wzmacniacze hydrauliczne. Kąt wychyleń steru kierunku wynosi ą25°.
Podwozie samolotu wykonane zostało w układzie trójpodporowym z kołem przednim. Przednia goleń podwozia, typu zastrzałowego, wyposażona jest w niehamowane koło typu K2-106A z oponą niskociśnieniową 640*200 i mechanizm sterowania kołem. Sterownie odbywa się w dwóch zakresach: przy wychyleniu pedałów do 1/3 koło skręca się do 9°, a przy wychyleniu powyżej 1/3 do 29°.
Przy wyłączonym mechanizmie sterowania, koło pracuje w zakresie tłumienia stając się samosterowne - skręt samolotu odbywa się wówczas za pomocą hamulców kół głównych i steru kierunku.
Główne golenie podwozia wyposażone są w koła KT-117 z oponami 800*360 i hamulcami tarczowymi z urządzeniami przeciwpoślizgowymi. Hamulce uruchamiane są pneumatycznie, a zawory sterowania umieszczone na pedałach orczyka mogą pracować niezależnie umożliwiając (wspomagając) skręt samolotu w czasie ruchu po ziemi.
Podwozie główne i przednie chowane są w strukturę płatowca z pomocą układu hydraulicznego sterowanego przez pilota. W położeniach skrajnych układ hydrauliczny jest wyłączany przez wyłączniki krańcowe, a golenie podwozia zostają zablokowane na specjalnych zamkach.
W sytuacji awaryjnej istnieje możliwość otwarcia podwozia za pomocą instalacji pneumatycznej (wpuszczenie sprężonego powietrza do układu hydraulicznego) oraz możliwość ręcznego wypuszczenia podwozia przedniego.
Zespół napędowy samolotu bazuje na jednowałowym silniku turboodrzutowym AL-21F3A w wersji S o ciągu maksymalnym 78.0 kN (w zakresie eksploatacyjnym 35+45,0 kN, z dopalaczem 111,5.kN) i obrotach maksymalnych 8400 obr/min. Silnik składa się z 14 stopniowej sprężarki, rurowo- pierścieniowej komory spalania i 3- stopniowej turbiny osiowej z układem chłodzenia, komora dopalacza przelotowa, trójstabilitazotorowa, odłączana, z dyszą regulowaną w całym zakresie pracy silnika naddźwiękową. Masa suchego silnika wynosi 1720 kg, długość 3330 mm (z dopalaczem 5160 mm), a średnica zewnętrzna 1030 mm w przekroju dopalacza. Paliwem jest nafta lotnicza typu T-1, TS-1, PSM-2, i RT. Paliwo rozmieszczone jest w czterech zbiornikach kadłubowych (podzielonych na sekcje) i zbiornikach skrzydłowych (integralnych) w ruchomych częściach skrzydeł.
Do smarowania ruchomych części silnika i agregatów silnikowych służy olej silnikowy typu IPM-10. Zbiornik oleju znajduje się w kadłubie, w jego górnej części za 31 wręgą.
Pod nieruchomą częścią skrzydeł, zwykle na standardowo przystosowanych belkach zewnętrznych można podwieszać dodatkowe zbiorniki paliwa PTB-1150 lub PTB-800 o pojemności odpowiednio 1156 i 830 litrów. Inne elementy układu paliwowego to przewody, filtry, zawory, zwężki pomiarowe, pompy paliwowe i podukład drenażowy.
Układy energetyczne Podstawowym układem energetycznym samolotu jest układ elektryczny. W zależności od potrzeb agregatów stosowane jest napięcie stałe 28V z prądnic GS-12T-Sz pracujące równolegle z baterią akumulatorów kadmowo-niklowych lub srebro-cynkowych o napięciu znamionowym 22, 5V. Napięcie zmienne jednofazowe 115V, 400Hz wytwarzane jest w przetwornicach i w prądnicy prądu przemiennego SGO-8TF. Napięcie zmienne trójfazowe uzyskiwane jest z przetwornic o parametrach znamionowych 3x36V, 400 Hz.
Napięcie jest przekazywane na szyny zbiorcze, skąd systemem rozdzielczym jest rozsyłane do poszczególnych agregatów. W systemie rozsyłania energii elektrycznej zastosowano liczne elementy zabezpieczająco-kontrolne. W przypadku awarii układu zasilającego jego rolę przejmuje akumulator zasilający specjalną szyną agregaty niezbędne do kontynuowania lotu
W czasie postoju na ziemi samolot jest zasilany z naziemnych źródeł prądu stałego i przemiennego.
Układ hydrauliczny (zdwojony) zasila siłowe elementy sterowania samolotem, oraz wysokoenergetyczne układy mechaniczne. Układ hydrauliczny zapewnia między innymi sterowanie statecznikiem poziomym, sterem kierunku, lotkami, wypuszczanie i chowanie podwozia, wychylanie i chowanie klap i slotów, hamulców aerodynamicznych, obrót ruchomych części skrzydła i sterowanie kołem przednim oraz umożliwia działanie układu autopilota. Cieczą roboczą jest olej hydrauliczny AMG-10. Każdy z układów hydraulicznych ma własny zbiornik cieczy roboczej, układ wytwarzania ciśnienia (pompy wielotłoczkowe), układ rozdziału, filtry, separatory oraz awaryjne źródła ciśnienia - w układzie pierwszym: hydroakumulatory, w układzie drugim: hydroakumulatory i pompa awaryjna NS-3.
Układ pneumatyczny zapewnia napęd niskoenergetycznych agregatów mechanicznych. W jego skład wchodzą układy: zasadniczy, awaryjny, przeładowania działek, hermetyzacji i otwierania osłony kabiny, hamulcowy.
Wyposażenie:
Samolot wyposażony jest w następujące układy główne:
� Układ podtrzymywania życia pilota składa się z instalacji tlenowej i z instalacji klimatyzacyjno-ciśnieniowej kabiny.
Ciśnienie w kabinie jest zmienne: do wysokości 2000m jest identyczne z zewnętrznym, od 2000 do 11000m utrzymywane jest stałe ciśnienie z wysokości 2000m, powyżej 11000m w kabinie jest stały spadek ciśnienia, ciśnienie nie jest jednak niższe niż ciśnienie zewnętrzne plus 220 mmHg.
� Układ spadochronu hamującego ze spadochronem o powierzchni 25 m2.
� Układ przeciwpożarowy w przedziale silnika.
� Układ zabezpieczenia zbiorników paliwowych przed wybuchem.
Zbiorniki kadłubowe są napełniane gazem neutralnym (azotem) w miarę zużycia paliwa. Zbiorniki skrzydłowe wypełnione są tworzywem porowatym.
� Układ rejestracji parametrów lotu i pracy urządzeń.
� Układ sygnalizujący niesprawność urządzeń.
� Układ odbiorników ciśnień powietrza zasadniczy PWD-18G-5m i awaryjny PWD-7.
� Układy pilotażowo-nawigacyjne: pomiaru i wskazań kątów natarcia, kompleks nawigacyjny składający się z radiotechnicznego systemu nawigacji i lądowania, doplerowskiego miernika prędkości podróżnej, miernika kąta znoszenia z wylicznikiem, bezwładnościowego układu kursu; automatyczny radiokompas, odbiornik znaczników, radiowysokościomierz.
� Układy komunikacji zewnętrznej i wewnętrznej: radiostacja pokładowa R-862, telefon pokładowy, magnetofon.
� Układy rozpoznawcze i walki radioelektronicznej: urządzenie rozpoznawcze SRO-2
stacja ostrzegania o opromieniowaniu, urządzenie aktywnej odpowiedzi, stacja zakłóceń aktywnych KDS (2 kasety po 6 luf z prawej strony grzbietu), urządzenie zakłóceń pasywnych ASO (4 podwójne belki z dwiema kasetami z 32 szt. PPI26), układ sygnałów powietrznych i system antenowo-przesyłowy "Pion".
� Układ sterowania uzbrojeniem: kompleks celowniczo nawigacyjny PrNK, stacja podświetlania celów i pomiaru odległości �Klon-54", system sterowania bronią SUO.
Uzbrojenie samolotu składa się z uzbrojenia bombardierskiego, artyleryjskiego, niekierowanych pocisków rakietowych (npr), kierowanych pocisków rakietowych (kpr).
Uzbrojenie bombardierskie składa się z: ośmiu belek nośnych BD3-57MT (lub BD3-57MTA), na które podwiesza się bomby lotnicze o wadze od 50 do 500kg, zbiorniki zapalające ZB-500, zasobniki bomb małych wagomiarów KM-GU-2 (maksymalny udźwig bomb wynosi 4000kg); dwie belki wielozamkowe typu MBD3-U6-68-1, na których mogą być podwieszane bomby lotnicze o wadze 100 i 250kg.
Uzbrojenie artyleryjskie składa się z: dwóch działek (w samolocie szkolnobojowym jedno) typu NR-30 z zapasem po 80 szt. nabojów, dwóch podwieszanych, zdejmowanych stanowisk strzeleckich SPPU-22-01 z ruchomymi działkami GSz-23 z zapasem nabojów po 260 sztuk. Stanowiska SPPU-22-01 mogą być podwieszane do strzelania w przednią lub tylną półsferę.
Niekierowane pociski rakietowe: 192 typu S-5 w sześciu wyrzutniach UB-32A; 80 typu S-8 w czterech wyrzutniach B-8M; 6 typu S-24 na wyrzutniach APU-68UM3; 2 typu S-25 na wyrzutniach 0-25 jednorazowego użytku. Wszystkie wyrzutnie pocisków niekierowanych podwieszane są na belkach nośnych BD3-57MT.
Kierowane pociski rakietowe: 2 typu H-25MP do niszczenia stacji radiolokacyjnych, klasy powietrze-ziemia, na wyrzutniach APU-68UM3; 4 typu H-25MŁ klasy powietrze-ziemia, naprowadzane laserem, na wyrzutniach APU-68UM3; 2 typu H-29MŁ klasy powietrze-ziemia naprowadzane laserem na wyrzutniach AKU-58 oraz 2 typu H-29T z głowicą telewizyjną podwieszane na wyrzutniach AKU-58; 2 typu S-25Ł klasy powietrze-ziemia, naprowadzane laserem, na wyrzutniach 0-25Ł; 2 typu R-60 klasy powietrze-powietrze na wyrzutniach APU-60-1M, służące do zwalczania celów powietrznych z tylnej półsfery podczas manewrowej walki powietrznej oraz samolotów na ziemi z pracującymi silnikami. Wszystkie wyrzutnie pocisków kierowanych podwieszane są na belkach nośnych BD3-57MT ( z wyjątkiem wyrzutni APU-60-1M podwieszanych do belki PD-62-32).
Sterowanie zrzutem bomb lotniczych, zbiorników zapalających, użyciem KMGU, strzelaniem z działek GSz-23, odpalaniem npr S-5, S-8, S-24, S-25, odpalaniem kpr H-25MP, H-25MŁ, S-25Ł wykonuje się za pomocą przycisku bojowego �podwieszenia". Strzelanie z działek NR-30 i odpalanie kpr R-60 wykonuje się za pomocą przycisku bojowego �ogień". Możliwe jest jednoczesne strzelanie z działka NR-30 i GSz-23 przy jednoczesnym naciśnięciu obydwu przycisków (przy odpowiednim położeniu przełącznika wariantów uzbrojenia).
Dla sprawdzenia rezultatów strzelania z działek i odpalania pocisków rakietowych do celów naziemnych oraz do kontroli celowania, na samolocie znajduje się aparat foto-kontrolny SSz-45 montowany przy celowniku.
W celu szkolenia i treningu pilotów w zastosowaniu kierowanych pocisków rakietowych R-60 wykorzystuje się szkolny pocisk rakietowy typu UZR-60 (nie wystrzeliwany - z rejestratorem).


 

 

 

 

 

 
  Dzisiaj stronę odwiedziło już 1 odwiedzający (11 wejścia) tutaj!  
 
=> Chcesz darmową stronę ? Kliknij tutaj! <=