[ezup]

МиГ-21СМ

	Разработчик: ОКБ Микояна, Гуревича
	Страна: СССР
	Первый полет: 1967
	Тип: Истребитель-перехватчик

Вслед за МиГ-21С появился МиГ-21СМ с двухвальным двигателем Р13-300 и встроенной двухствольной пушкой ГШ-23Л (по типу экспортного МиГ-21М) с газовым компенсатором для снижения пикирующего момента при стрельбе.

На Р13-300 впервые для повышения устойчивости компрессора низкого давления применили щелевую проставку над первой ступенью и форсажную камеру с радиально-кольцевым стабилизатором и теплозащитный экран с отверстиями малого диаметра.

В состав БРЭО МиГ-21С входят : РЛС "Сапфир-21", оптический прицел АСП-ПФД, радиоприцел С-21, система предупреждения об облучении СПО-10, пилотажно-навигационный комплекс (ПНК) "Полет-ОИ" (включает систему автоматического управления СВУ-23ЕСН; систему ближней навигации и посадки РСБСН-5С и антенно-фидерную систему "Пион-Н"); помехозащищенная линия связи "Лазурь", обеспечивающая взаимодействие с наземной автоматизированной системой управления "Воздух-1"; катапультное кресло КМ-1.

На внутренних подвесках допускалось крепление многозамковых балочных держателей для бомб калибра 100 кг и блоков УБ-32 со снарядами С-5.В связи с установкой ГШ-23Л изменили конфигурацию второго топливного бака, а под фюзеляжем допускалась подвеска бака объемом 800 литров, причем расстояние от него до земли осталось прежнее. В кабине сохранились зеркала бокового обзора, а на законцовках крыла - обтекатели антенн станции СПО-10, оповещавшей и предупреждавшей об облучении радарами других самолетов.

Летные испытания МиГ-21СМ начались в 1967 году, и в следующем же году Горьковский авиационный завод выпустил первые 30 серийных машин (тип "15"),

Единственный известный автору случай использования МиГ-21СМ в воздушном бою произошел 28 ноября 1973 года. В тот день, вылетевший по тревоге заместитель командира эскадрильи капитан Геннадий Николаевич Елисеев уничтожил турецкий военный самолет. Обстоятельства сложились так, что самолет-нарушитель уходил в сторону границы, и времени на применение оружия не было. Оставался лишь один, проверенный еще в Первую мировую, русский способ пресечения полета иностранца - таран. 14 декабря капитану Г.Н. Елисееву посмертно присвоили звание Героя Советского Союза, но подробности об этом подвиге страна узнала почти двадцать лет спустя.

В 1975 году на одном МиГ-21СМ модифицировали профиль крыла, заменив скругленный носок передней кромки острым. Исследования показали заметное улучшение летных характеристик, но внедрить это новшество в серийное производство по ряду причин не удалось.

Краткое техническое описание истребителя МиГ-21СМ

Самолет представляет собой одноместный однодвигательный среднеплан с треугольным крылом малого удлинения и цельноповоротным горизонтальным оперением. Планер самолета цельнометаллической конструкции, выполнен с применением алюминиевых (в основном, Д16 и В95) и магниевых сплавов, а также сталей (ЗОХГСНА, ЭИ-643 и др.) в наиболее нагруженных элементах.

Фюзеляж полумонококовой конструкции. Толщина обшивки - 1,2 мм. Эксплуатационным разъемом фюзеляж делится на две части - переднюю (до шп.28) и хвостовую (от шп.28А). Носок передней части представляет собой сверхзвуковой многорежимный лобовой воздухозаборник диаметром 870 мм, оснащенный центральным телом, внутри которого установлена бортовая РЛС. Антенна РЛС закрыта ориентированным под углом -3╟ к продольной оси самолета подвижным конусом трехступенчатого типа. Управление воздухозаборником осуществляется путем продольного перемещения этого конуса, его ход - 200 мм. По бортам фюзеляжа расположены две пары створок: в носовой части - противопомпажные, под кабиной летчика - дополнительного забора воздуха. Внутри фюзеляжа, между шп. 3 и 6, находятся: под воздушным каналом - ниша убранного положения передней опоры шасси, над каналом - отсек БРЭО. Огибая кабину летчика, воздушный канал в районе шп. 5 разделяется на два рукава, которые за шп. 22 вновь соединяются в единый канал круглого сечения. Кабина занимает гермоотсек между шп. 6 и 11, под ней находится отсек БРЭО. Кабина закрыта фонарем, состоящим из неподвижного козырька и откидывающейся вправо крышки. Фонарь выполнен из оргстекла толщиной 10 мм, кроме лобового плоского стекла козырька, изготовленного из силикатного триплекса толщиной 14 мм. Козырек защищен спиртовой ПОС с бачком на 4,5 л. На крышке установлен перископ ТС-27АМШ. Крышка фонаря открывается вручную, а аварийный сброс ее производится пиротехнической системой. За кабиной летчика в гаргроте (между шп. 14 и 22) находится металлический топливный бак, еще 5 мягких баков размещаются за кабиной в фюзеляже (до шп. 28) над воздушными каналами и двигателем. На нижней поверхности фюзеляжа закреплены три тормозных щитка: на шп. 11 - два передних суммарной площадью 0,88 м2, на шп. 22 -задний площадью 0,47 м2. Углы отклонения щитков, соответственно - 25╟ и 40╟. Между передними щитками установлена встроенная пушка ГШ-23Л. За ней в плоскости симметрии самолета располагается пилон для крепления подвесного топливного бака. Слева и справа от этого пилона находятся ниши убранного положения основных колес шасси.

Хвостовая часть фюзеляжа совместно с оперением в процессе эксплуатации может быть демонтирована с целью снятия-установки двигателя. Ее поперечный силовой набор состоит из 13 шпангоутов. На нижней поверхности хвостовой части закреплен подфюзеляжный гребень, а на верхней (под рулем направления) - контейнер тормозного парашюта ПТ-21УК. Площадь парашюта - 16 м2, подфюзеляжного гребня - 0,8 м2. Носок гребня выполнен радиопрозрачным, в нем смонтирована антенна телеметрической системы.

Крыло самолета набрано из скоростных симметричных профилей ЦАГИ-11, толщина которых меняется от 4,2 % у корня до 5 % на концах. Угол стреловидности крыла по передней кромке - 57е; удлинение - 2,22; сужение - 12,9; САХ - 4,0 м. Оно установлено под углом 0╟, а угол его поперечного "V" равен -2╟. На верхней поверхности каждой консоли крыла перед элероном установлен аэродинамический гребень высотой 7 % САХ. Продольный силовой набор консоли крыла состоит из главной балки, переднего и заднего лонжеронов. Поперечный набор переднего отсека консоли (до переднего лонжерона) - 25 нервюр, ориентированных перпендикулярно передней кромке крыла. Между передним лонжероном и главной балкой находится ниша убранного положения основной стойки шасси. Далее, в заднем отсеке консоли, поперечный набор состоит из 12 нервюр параллельных плоскости симметрии самолета. Толщина обшивки крыла 1,5-2,5 мм. Внутри каждой консоли, примерно до половины ее размаха, располагаются два топливных бака-кессона: передний (между нервюрами 1 и 13) и задний (между нервюрами 1 и 6). На передней кромке крыла механизация отсутствует. Механизация задней кромки - простой выдвижной закрылок, оснащенный системой сдува пограничного слоя (СПС). Размах закрылка консоли - 1,24 м, площадь - 0,94 м2. Углы отклонения - 25╟ (на взлете) и 45╟ (на посадке). Воздух для системы СПС отбирается за компрессором ТРДФ. Элероны выполнены с осевой аэродинамической компенсацией (24,8%). Размах одного элерона - 1,21 м, площадь - 0,59 м2. Углы отклонения +/-20╟. На нижней поверхности крыла на 55 % и 73 % его размаха установлены 4 пилона навески вооружения.

Оперение состоит из киля с рулем направления и цельноповоротного стабилизатора. Площадь вертикального оперения - 5,3 м2, угол стреловидности по 1/4 хорд - 61,5╟, профиль - ЦАГИ С-ПС (мод.) толщиной 4,4 %, симметричный. Руль направления выполнен с осевой аэродинамической компенсацией (26,8%). Площадь РН - 0,97 м2, углы отклонения +/-25╟. В законцовке и между лонжеронами киля размещаются блоки РЭО. Площадь горизонтального оперения - 6,69 м2, размах - 3,74 м, угол стреловидности по 1/4 хорд - 55╟. Профиль стабилизатора - NACA-M толщиной 6 %, симметричный. Углы отклонения +7,5╟/ -16,5╟. На законцовках стабилизатора установлены противофлаттерные грузы.

Шасси - трехопорное с носовым колесом, убираемое в полете. Колея шасси - 2,79 м, база - 4,71 м. Опоры одноколесные, оснащены азотно-масляными амортизаторами с торможением на прямом и обратном ходах. Все колеса имеют воздушно-дисковые тормоза. Носовая опора закреплена на шп. 6 и убирается в фюзеляж против полета. Она состоит из стойки полурычажного типа и колеса КТ-102 размером 500x180 мм с давлением в пневматике 7 кгс/см2. Основная опора крепится к крылу в зоне стыка главной балки с передним лонжероном. Она состоит из стойки телескопического типа и колеса КТ-92 размером 800x200 мм с давлением в пневматике 8 кгс/см2. Основная опора убирается в крыло и фюзеляж по направлению к оси самолета, при этом колесо поворачивается относительно стойки на 87╟. Верхние полости основных стоек шасси используются в качестве баллонов основной воздушной системы самолета. Помимо установленной в кабине летчика световой сигнализации положения шасси, самолет оснащен механическим сигнализатором выпуска носовой опоры и лампами внешней световой сигнализации на всех стойках. В случае отказа гидравлической и воздушной систем самолета носовая опора может выпускаться под действием собственного веса и набегающего воздушного потока. При этом замок, удерживающий ее в убранном положении, открывается летчиком посредством рукоятки и тросовой проводки.

Силовая установка. На самолете установлен турбореактивный двигатель Р-13Ф-300 с максимальной тягой на бесфорсажном режиме 4070 кгс, на форсаже - 6490 кгс. Удельный расход топлива - 0,93 и 2,04 кг/кгс"ч, соответственно. Двигатель - двухвальный, с осевым шестиступенчатым двухроторным компрессором, трубчато-кольцевой камерой сгорания и двухступенчатой турбиной. Запуск двигателя - электрический. Имеется система кислородной подпитки двигателя для запуска в полете на большой высоте. Топливная система самолета включает 10 баков общей емкостью 2800 л, в т. ч. 1880 л - суммарный объем 5 мягких фюзеляжных баков, 340 л - бака в гаргроте, 360 л - двух передних крыльевых баков и 220 л - двух задних крыльевых баков. Заправка внутренних топливных баков - централизованная, осуществляется через заливную горловину бака в гаргроте. Кроме того, могут использоваться подвесные топливные баки - фюзеляжный на 800 л и два крыльевых по 490 л. Применяемое топливо - керосин марок Т-1, Т-2 или ТС-1.

Управление самолетом в продольном и поперечном каналах - бустерное, в путевом - механическое, без гидроусилителей. Проводки управления по трем каналам жесткие, образованы трубчатыми тягами и качалками. Отклонение стабилизатора осуществляется одним двухкамерным бустером БУ-210Б, элеронов - двумя (по одному на каждый элерон) однокамерными бустерами БУ-45А. Бустера выполнены по необратимой схеме, поэтому в продольном и поперечном каналах управления используются пружинные загрузочные механизмы. Кроме того, в систему управления стабилизатором включены механизм "триммерного эффекта" - автомат регулирования АРУ-ЗМВ и датчик сигнализации углов ДСУ-2А, используемый для коррекции выдвижения конуса воздухозаборника и открытия противопомпажных створок в зависимости от отклонения стабилизатора. Самолет оснащен двухканальным автопилотом АП-155 с жесткой обратной связью, который осуществляет управление по трем осям. Исполнительные механизмы автопилота - электромеханические рулевые агрегаты РАУ-107А отклоняют стабилизатор и элероны на углы +/-Г и +/-3\ соответственно. Ручка управления самолетом (РУС) состоит из алюминиевой трубы и рукоятки, закрепленной на трубе при помощи карданного устройства. При "переламывании" РУС на углы малой величины происходит выключение автопилота и переход на ручное управление. Механизм разворота носовой опоры шасси управляется педалями.

Гидравлическая система состоит из двух автономных систем: основной и бустерной. Основная обеспечивает работу одной из камер бустера стабилизатора; уборку и выпуск шасси и закрылков; управление тормозными щитками, конусом воздухозаборника, противопомпажными створками и створками реактивного сопла; автоматическое торможение колес при уборке. Она также является дублирующей для бустеров элеронов.

От бустерной системы работают бустеры элеронов и вторая камера бустера стабилизатора. Номинальное давление в гидросистеме 180-215 кгс/см2, рабочая жидкость - минеральное масло АМГ-10. Обе системы используют один гидравлический бак, разделенный гермоперегородкой на два отсека (основной и бустерный). Каждая из систем имеет свой источник давления - поршневой ротативный насос переменной производительности НП-34М-1Т, установленный на маршевом двигателе, а также два гидроаккумулятора (шаровой и цилиндрический), служащих для временного поддержания рабочего давления при отказе гидронасоса. Для обеспечения посадки самолета с неработающим двигателем в бустерную систему включена аварийная насосная станция с приводом от электромотора.

Воздушная система самолета включает основную систему, которая служит для торможения колес шасси, герметизации фонаря кабины и управления его ПОС, выпуска и сброса тормозного парашюта, а также аварийную, применяемую для аварийного выпуска шасси и торможения колес. В системе используется сжатый воздух под давлением 110-130 кг/см2. Воздух для питания основной системы хранится в двух сферических баллонах емкостью по 2 л, цилиндрическом баллоне на 4,4 л и двух гермополостях основных стоек шасси емкостью по 2,3 л. Для питания аварийной системы используются два сферических баллона по 1,3 л каждый. Зарядка всех воздушных баллонов производится на земле,

Электросистема обеспечивает питание потребителей постоянным и переменным током. Основным источником постоянного тока напряжением 28,5 В служит установленный на двигателе стартер-генератор ГСР-СТ-12000ВТ-2И. Резервный источник - две подключенные параллельно стартер-генератору аккумуляторные батареи 15СЦС-45А напряжением 24 В и емкостью 45 Ач каждая. Источником однофазного переменного тока напряжением 115 В и частотой 400 Гц является генератор СГО-8 с приводом от двигателя. Потребители трехфазного переменного тока напряжением 36 В и частотой 400 Гц питаются от сети постоянного ТОка через электромеханические преобразователи ПТ-500Ц и ПТ-125Ц. Имеются также преобразователи ПО-1500ВТ-2И и ПО-750А, переводящие постоянный ток в однофазный переменный напряжением 115 В.

Радиоэлектронное оборудование самолета обеспечивает решение задач навигации, поиска и уничтожения целей, автоматического самолетовождения, радиосвязи. Прицельное РЭО включает радиолокационный прицел РП-22 (РЛС "Сапфир-21"), сопряженный с оптическим прицелом АСП-ПФД. Станция имеет параболическую антенну с углом сканирования по азимуту 60╟, по углу места 20╟. Максимальная дальность обнаружения цели, имеющей ЭПР 16 м2, составляет 30 км; дальность ее сопровождения - не более 15 км. Перехват воздушных целей обеспечивается в диапазоне высот от 1000 до 20000 м. На самолете установлена помехозащищенная аппаратура радиокомандной линии наведения на цель - станция "Лазурь-М", предназначенная для работы с наземной автоматизированной системой управления "Воздух-1". Радиосвязное оборудование - УКВ радиостанция РСИУ-5 (Р-802).

Кроме этого, в состав БРЭО входят: автопилот АП-155; автоматический радиокомпас АРК-10; радиовысотомер малых высот РВ-УМ (диапазон высот от 0 до 600 м); маркерный радиоприемник МРП-56П; курсовая система КСИ-2; самолетный ответчик СОД-57М; аппаратура госопознавания СРЗО-21; станция предупреждения об облучении "Сирена-ЗМ"; аппаратура регистрации параметров полета САРПП.

Противопожарная система обеспечивает тушение пожара в двигательном отсеке фюзеляжа. Она состоит из системы сигнализации о пожаре ИС-2МС, которая подает световой сигнал летчику, и системы пожаротушения, включающей огнетушитель и стальной коллектор-распылитель. Электродатчики сигнализации о пожаре установлены на шп. 29.

Системы жизнеобеспечения. Система кондиционирования воздуха служит для поддержания в кабине летчика оптимальной температуры и давления. Параметры воздуха в кабине регулируются автоматически посредством регулятора давления АРД-57В и терморегулятора ТРТВК-45М. Для питания летчика кислородом на больших высотах и в случае разгерметизации кабины имеется комплект кислородного оборудования ККО-5 с кислородной маской КМ-32М. В полетах на больших высотах летчик использует высотно-компенсирующий костюм ВКК-6 и гермошлем ГШ-6. Система аварийного покидания самолета включает катапультное кресло КМ-1, обеспечивающее спасение летчика на скоростях свыше 130 км/ч во всем диапазоне высот полета. Система катапультирования сблокирована с пиросистемой аварийного сброса крышки фонаря кабины и срабатывает только после отстрела этой крышки.

Вооружение. Самолет оснащен встроенной двуствольной пушкой ГШ-23Л лафетного типа. Калибр пушки 23 мм, скорострельность - 3400 выстр./мин, начальная скорость снаряда - 700 м/с, боекомплект - 200 снарядов. Масса пушки составляет 51 кг, одного снаряда - 200 г. Ракетно-бомбовое вооружение самолет несет на 4-х подкрыльевых узлах. Для борьбы с воздушными целями на пусковые устройства типа АПУ-13 подвешиваются 2-4 управляемые ракеты Р-3С с тепловыми головками самонаведения или Р-ЗРс радиолокационными головками. Вместо ракет Р-ЗР могут применять более старые РС-2УС на пусковых устройствах АПУ-7. Для ударов по земным объектам на крыльевые бомбодержатели типа БДЗ-58 крепятся блоки УБ-16-57У либо УБ-32 с неуправляемыми авиационными ракетами С-5К калибром 57 мм. Вместо блоков НАР на эти держатели можно подвесить 2-4 свободнопадающие бомбы калибром до 50, 100, 250 и 500 кг. Максимальная масса боевой нагрузки - 1300 кг. Самолет также может оснащаться аэрофотоаппаратом АФА-39. Кроме того, в состав его штатного оборудования входит ракета "воздух-земля" Х-66, но такое вооружение практически не используется.

ЛТХ:

Модификация	МиГ-21СМ
Размах крыла, м	7.15
Длина, м	14.90
Высота, м	4.71
Площадь крыла, м2	23.00
Масса, кг
пустого самолета	5250
нормальная взлетная	8300
максимальная взлетная	9400
топлива	2200
Тип двигателя	1 ТРДФ Р-13-300
Тяга кгс	1 х 6490
Максимальная скорость , км/ч
на высоте	2230
у земли	1300
Практическая дальность, км
с ПТБ	1420
без ПТБ	1050
Максимальная скороподъемность, м/мин	12240
Практический потолок, м	18000
Макс. эксплуатационная перегрузка	8.5
Экипаж, чел	1
Вооружение:	встроенная 23-мм пушка ГШ-23Л (200 снарядов). максимальная масса боевой нагрузки до 1300 кг на 4 узлах подвески: до 4 УР К-13М, К-13, К-13Р, Р-60, Р-60М, а также НАР в блоках УБ-16 или УБ-32 свободнопадающие бомбы различных типов калибром до 100 кг , зажигательные баки

----------













----------