Aviones legendarios. Aviones legendarios en servicio.

Tanques de combustible;

Sistema de reabastecimiento de combustible;

Tanques de combustible.

Tanques - compartimentos del casco

Tanque colgante debajo del casco.

Tanque de ala fuera de borda

El tanque es desmontable y consta de tres partes: proa 1, media 4 y cola 12. Los componentes se fijan con pernos 17, sellados por un anillo de conexión, en cuyas ranuras finales se insertan anillos de sellado. Las partes de proa y cola del tanque se hacen intercambiables después de reorganizar el estabilizador 13 y el desestabilizador 39. El cuello de llenado 2 está hecho en la proa del tanque, tiene un filtro de malla y está cerrado con una tapa. El cuello 2 de la parte trasera del tanque no tiene filtro. Se utiliza para bombear combustible fuera del tanque. La parte media del tanque es la potencia. Contiene dos topes 5 y 10 y unidades de suspensión del tanque al pilón del ala del avión. Para ello, en los bastidores de potencia 23 hay pozos hechos debajo de los cáncamos 6. El tope delantero 5 absorbe cargas laterales y fija la posición del tanque en el soporte; la parte trasera 10 también recibe una carga axial. Un tubo 36 está instalado dentro de la parte media del tanque, que sirve para extraer combustible del tanque. En su parte de entrada (admisión) 18 está montada una válvula de flotador 19. Cuando el nivel de combustible en el tanque disminuye, el flotador de la válvula, moviéndose hacia abajo, mueve el casquillo con su palanca y bloquea el acceso de aire a la línea de combustible. El extremo opuesto dentro del tubo del tanque está conectado al conector 9 en la brida exterior del tanque. Cerca se adjunta el racor 8 para suministrar aire desde el sistema de presurización. La purga de la presión del aire del tanque después de apagar los motores se realiza mediante la válvula de presión 3.

Pilón(Fig. 59) del tanque de caída del ala asegura que el tanque esté fijado debajo del ala y que el combustible se bombee desde allí al compartimiento del tanque del ala.

El pilón se fija al ala mediante pasadores. El pilón consta de una parte media, cola y carenados de morro. El pilón contiene: cerradura DZ - 59 (8), una liberación simultánea automática del tanque 10, una unidad de producción de combustible 5, una unidad de presurización del tanque externo 6, para cuyo acceso se hacen trampillas en el carenado trasero, una válvula de cierre 12 , que facilita el cierre rápido de la válvula de escape 4 de combustible para evitar que el aire de refuerzo del PTB ingrese a los tanques - compartimentos del ala.

La cerradura DZ - 59 (Fig. 60) tiene los mecanismos 9 y 11 para la repulsión forzada del tanque. El funcionamiento de la cerradura se basa en el principio de utilizar gases en polvo del detonador PK-ZM-1 5.

El rearme automático simultáneo (Fig. 61) de los depósitos laterales exteriores cierra el circuito de rearme del segundo depósito con el microinterruptor 3 en caso de rearme de uno de ellos.

La unidad de producción de combustible (Fig. 57) de los tanques laterales exteriores tiene: una válvula de producción de combustible 82, que se abre mediante el comando de presión de combustible proveniente del sensor de chorro 61 del tanque lateral, un sensor indicador de escape de combustible 11 (Fig. 59), una válvula de flotador 12, que evita que el combustible fluya a través del accesorio de drenaje 13 hacia la atmósfera. La alarma sobre el agotamiento del combustible llega sólo después de que ambos tanques laterales exteriores están agotados.

Sistema de drenaje y presurización.

Drenaje del sistema de combustible Es necesario eliminar el aire de los tanques de combustible al repostar el sistema, así como igualar la presión en los tanques durante su agotamiento. Para ello se utilizan líneas de presurización con válvulas de drenaje 11 y válvulas de flotador de drenaje 29 y 33 incluidas en ellas (Fig. 57).

Válvula de drenaje(Figura 68)

diseñado para aliviar la presión del aire del tanque suspendido debajo de la carrocería al repostar este último. La válvula está instalada en la línea de presurización y consta de un cuerpo 1, una membrana 2, una tapa 3, una placa de válvula 4, un resorte 6 y tres accesorios. Normalmente la válvula está abierta. Después de arrancar el motor, se suministra combustible de comando a la cavidad superior de la membrana, cuya presión hace que la membrana 2 se doble hacia abajo y la placa de la válvula 4, superando la resistencia del resorte 6, se asienta en el asiento de la carcasa 1. , bloqueando la tubería de drenaje del tanque. Después de apagar los motores, la presión del combustible de comando cae a cero y la válvula de drenaje se abre con la fuerza del resorte 6.

Válvula de flotador de drenaje(Fig. 69) está diseñado para proteger el sistema de presurización y drenaje de la entrada de combustible en caso de sobrellenado de los tanques No. 2 y No. 3. El aire (nitrógeno) que ingresa a la presurización de los tanques y el aire expulsado de los tanques durante el reabastecimiento de combustible pasa a través de los orificios de la carcasa (elemento 1). Cuando el nivel de combustible sube hasta la válvula durante el reabastecimiento de combustible, el flotador flotará y bloqueará los orificios de drenaje (elemento II), evitando que el combustible ingrese a las líneas de presurización y drenaje.

Presurización de tanques de combustible. asegura la altitud del sistema de combustible, así como el desplazamiento (producción) de combustible de los tanques externos y el acumulador de combustible. Los tanques internos están presurizados con aire o gas neutro (nitrógeno). Los tanques externos y el acumulador de combustible están presurizados únicamente con aire. El aire se toma detrás de los ventiladores del motor con una presión de 0,06...0,6 MPa y se dirige a través de las válvulas de retención 34 a:

unidad de sobrealimentación de modo dual 26;

Acumulador de combustible 79 a través de un acelerador de 8 mm de diámetro;

Tanque suspendido debajo de la carrocería mediante un acelerador de 6 mm de diámetro;

Tanques colgantes debajo del ala.

unidad de sobrealimentación diseñado para reducir la presión del aire (nitrógeno) suministrada a los tanques a un cierto valor, cambiando la presión del aire en los tanques dependiendo de la altitud de vuelo (dos modos de impulso). El diagrama esquemático de la unidad se muestra en la Fig. 70.

La vivienda de la unidad contiene:

Dos cajas de cambios, compuestas por una válvula 2 y un fuelle 3 con resorte (cada una);

Válvula de seguridad de emergencia 4;

Válvula de seguridad de modo dual 12 con fuelle 11;

Un regulador de modo, que incluye una válvula de alivio 5 con un fuelle de vacío 6, una válvula reductora 8 y una válvula diferencial constante 10;

Conexiones 1 y 9 para suministrar presión de aire desde los motores (además, se puede suministrar nitrógeno de los cilindros a la conexión 1);

Accesorios E, F para suministrar presión de aire desde los tanques de combustible;

Accesorio B para eliminar el aire reducido (nitrógeno) en los tanques;

Conexión G para descarga de aire a la atmósfera.

El funcionamiento de la unidad de sobrealimentación es el siguiente. El aire de los ventiladores del motor o el nitrógeno de los cilindros de a bordo se suministra a través del racor 1 a las válvulas 2 de las cajas de cambios. A través de las ventanas 13 y los orificios finales 15, el aire reducido (nitrógeno) ingresa a la cámara A de la unidad, desde donde pasa por el accesorio B para presurizar los tanques. Al mismo tiempo, se suministra aire desde los tanques de combustible a las cámaras de fuelle de 3 cajas de cambios (retroalimentación) y se suministra presión de aire de control a los fuelles a través del regulador de modo. Si la presión en los tanques (en las cámaras de fuelle) es mayor que la establecida en este modo, los fuelles se comprimen y las válvulas 2 cerrarán el suministro de aire (nitrógeno) a los tanques.

La reconfiguración de las cajas de cambios y la válvula de seguridad de modo dual 12 de un modo de refuerzo a otro se produce bajo la influencia de la presión del aire de control que ingresa al regulador de modo a través del accesorio 9. En altitudes de vuelo de hasta 5000 m, el fuelle evacuado 6 se comprime, válvula 5 se mantiene en posición abierta mediante el resorte 7 y el aire de control sale a la atmósfera a través de la cavidad B y el racor G. Por lo tanto, se establecerá la presión atmosférica en los fuelles 3 y 11, y la presión correspondiente al primer modo de refuerzo (0,003... 0,01 MPa) se establecerá en los depósitos de combustible. Con un aumento de la altitud de vuelo de 5000 a 7000 m, el fuelle 6 del regulador de modo se estira, la válvula 5, superando la fuerza del resorte 7, se cierra, deteniendo la liberación de la presión del aire de control a la atmósfera. La válvula reductora 8 estabiliza la presión del aire delante del acelerador con un diámetro de orificio de 0,6 mm, y la válvula diferencial constante 10 regula su diferencial igual a 0,015 MPa. Esta presión se suministra a los fuelles de las cajas de cambios 2 y a la válvula de seguridad 12, lo que provocará un aumento de la presión de los tanques en 0,015 MPa. La presión en los tanques estará en el rango de 0,018....0,025 MPa (el valor del segundo modo de funcionamiento de la unidad de sobrealimentación).

La presión de sobrealimentación establecida de 0,055 ± 0,005 MPa en el acumulador de combustible y 0,9 + 0,01 MPa en los tanques colgantes se mantiene mediante válvulas de seguridad. Si no hay exceso de presión en los tanques suspendidos debajo de la carrocería o ala, las alarmas de presión 113 (Fig. 57) o 76, respectivamente, dan una señal para encender la información: “Sin producción de PCB”, “Sin impulso de PCB” en el sistema “Pantalla” y en el “Informante de voz”.

Para presurizar los compartimentos del tanque del fuselaje y del ala con nitrógeno, se proporciona sistema de gas neutro, incluido:

Cuatro de 118 cilindros con una capacidad de 4,3 litros cada uno;

válvula electroneumática 119;

Caja de cambios 121;

Bloque de válvulas de seguridad;

Acelerador;

Manómetro 117;

Conexión de carga 116.

Las líneas de suministro de aire y nitrógeno están separadas entre sí por válvulas de retención 9.

Válvula electroneumática 701800(Figura 71)

diseñado para abrir y cerrar la línea de suministro de nitrógeno al sistema de presurización del tanque de combustible. La carcasa 4 contiene la válvula principal 3 con los resortes 2 y 13, la servoválvula 8 con el resorte 7 y el empujador 10. El electroimán 12 está conectado a la carcasa 4 a través del adaptador II. Cuando el electroimán se desactiva, la servoválvula 8 es presionada por el resorte 7 al asiento 9, conectando el canal de "Entrada" a la cámara A de la válvula. La presión de nitrógeno en la válvula principal desde el lado de la cámara A y desde el lado del canal de "Entrada" crea fuerzas contradireccionales iguales, por lo tanto, mediante las fuerzas de los resortes 2 y 13, la válvula se presiona contra el asiento de la carcasa. evitando que el nitrógeno acceda a los depósitos (a través del racor “Salida”). Cuando se enciende el electroimán, el empujador 10 desplazará la servoválvula 8 hacia la derecha, bloqueando el acceso de nitrógeno a la cámara A y conectándola a la atmósfera. La fuerza de la presión del nitrógeno mueve la válvula principal hacia arriba, conectando los canales de "Entrada" y "Salida" entre sí.

Caja de cambios 1848 VT(Figura 72)

Reduce la presión de nitrógeno de la carga a 0,8 MPa. En la carcasa de la caja de cambios, una membrana 8 con una varilla 13 está sujeta por una tapa, una palanca 6 está fijada al eje 7. Además, la carcasa contiene: una aguja 5, un asiento 3, resortes 9 y II, un manguito 12. Se suministra nitrógeno al accesorio de entrada 1 y a través del filtro 2 y el orificio del acelerador formado por el borde del asiento 3 y el cono de la aguja 5 ingresa a la cavidad supramembrana. La fuerza desarrollada por la presión del nitrógeno sobre el área de la membrana excede la fuerza del resorte. La membrana se dobla hacia abajo y, mediante una palanca de doble brazo, levanta la aguja, que tapa el orificio de entrada. El tamaño del orificio se establece de modo que el sistema consuma completamente el nitrógeno que lo atraviesa y el efecto de la presión de salida sobre la membrana se equilibre mediante el resorte 9. Si el flujo de nitrógeno a través del reductor se detiene, la presión en la cavidad supramembrana aumenta, la membrana se dobla hacia abajo y la aguja 5 cierra completamente el orificio del acelerador.

La estabilidad dinámica (ausencia de oscilaciones propias durante el funcionamiento) está garantizada por un dispositivo de frenado en forma de un manguito 12 cortado en tres sectores, que se presiona contra la varilla 13 mediante un resorte 11. Las fuerzas de fricción entre el manguito y el La varilla evita la aparición de autooscilaciones.

Válvula de seguridad(Fig. 73) evita un aumento excesivo de la presión de nitrógeno en la línea de refuerzo en caso de falla de la caja de cambios.

Con la tapa 3, el resorte 5 de la válvula 2 se ajusta para funcionar a una presión de 1,4 ± 0,2 MPa. Para evitar oscilaciones propias durante el funcionamiento, se instala un manguito 6 cargado por resorte dentro de la válvula 2, que desarrolla fuerzas de fricción en la pared interior de la válvula a medida que se mueve. Cambiar el volumen y, por tanto, la presión en la cavidad interna de la válvula aumenta el efecto de amortiguación. De manera similar están dispuestas las válvulas de seguridad instaladas por pares en la línea de presurización del acumulador de combustible y los tanques externos.

Funcionamiento del sistema de gas neutro. es como sigue. La apertura de la válvula electroneumática 119 (Fig. 57) se produce automáticamente cuando la velocidad del rotor del motor alcanza el 55%. La posición abierta de la válvula 119 queda bloqueada por la posición retraída de los soportes del tren de aterrizaje y la activación de la bomba ESP-14BM (90). Después de la válvula electroneumática, el nitrógeno fluye al reductor 121, que reduce su presión a 0,8 ± 0,25 MPa, y luego a través de un estrangulador con un diámetro de 5 mm y una válvula de retención 9 a la unidad de presurización. En caso de avería en la caja de cambios, entran en funcionamiento dos válvulas de seguridad calibradas a una presión de 1,4±0,1 MPa.

Sistema de transferencia de combustible.

El sistema de bombeo sirve para suministrar combustible desde los tanques No. 1, 3, 3A, tanques de cajón lateral y PTB al tanque de suministro No. 2. Las unidades principales del sistema son (Fig. 57):

Válvulas especiales 82 y 115 para producción de combustible desde tanques externos;

Válvulas de cierre 83 y 109;

Válvulas solenoides 60 y 12;

Bombas de hidroturbina 110 y 68 (tanques No. 1 y 3) y 16, 20 (tanque de flujo No. 2);

Bombas de chorro 46 (tanques No. 3A), 63 (tanques laterales - cajones) y 71 (tanque No. 3);

Válvulas de derivación 8 y 30;

Revisar válvulas;

Líneas turbo.

Válvula especial de producción de combustible PTB junto con el adaptador forma una unidad receptora (Fig. 74) y consta de una carcasa, una tapa 4 con una varilla 5, un resorte 6, accesorios 2 para suministrar y drenar la presión de comando. El adaptador es un inserto esférico 7 con una tapa 8, encerrado en una carcasa 1. Normalmente, la válvula se cierra por la fuerza del resorte 6. Se abre por la fuerza de la presión del combustible de comando suministrado a la cámara A a través de el sensor de nivel de chorro 4 (Fig. 57) para la válvula especial 115 o 61 para la válvula especial 82 .

La válvula de cierre 109 abre adicionalmente la línea de drenaje de combustible de comando desde debajo de la tapa de la válvula especial 115 para producir combustible desde el PFB, reduciendo su tiempo de cierre. Es necesario cerrar rápidamente la válvula 115 para evitar la liberación de combustible del PFB al tanque No. 1 y más por la borda a través del tubo de drenaje cuando se llena en exceso el tanque No. 1. En caso de una sobrecarga negativa con combustible no utilizado en el PFB, se puede liberar aire desde él hacia el tanque No. 1 y, por lo tanto, el combustible se libera desde el tanque No. 1 a través del drenaje. El cierre rápido de la válvula de escape de combustible es posible cuando funciona junto con una válvula de cierre y una válvula solenoide, en cuyo circuito de alimentación está instalado un interruptor inercial. Cuando ocurre una sobrecarga negativa, el interruptor abre el circuito de alimentación, la válvula solenoide detiene el suministro de combustible de comando a la válvula de producción especial y la válvula de cierre abierta acelera su drenaje desde debajo de la tapa de la válvula especial.

Bomba de hidroturbina GTN-7(Figura 75)

diseñado para bombear combustible a un tanque de suministro o bombearlo a bombas de motor y es una bomba de combustible con impulsado por una turbina hidráulica. En la carcasa de la bomba 1, un impulsor axial 14 gira sobre un eje 3 y cojinetes 4 y 7. Al capturar el combustible que ingresa a la bomba con paletas perfiladas, el impulsor le imparte energía cinética de velocidad y energía potencial de presión. Detrás del impulsor de la bomba, el combustible cae sobre las palas de la paleta guía 8, en las que el flujo se endereza, se desacelera parcialmente y la presión aumenta. La rotación del impulsor de la bomba se realiza mediante una turbina hidráulica 9, que convierte la energía cinética del combustible activo en trabajo mecánico sobre el eje. La tubería activa de suministro de combustible a la bomba está fijada en la brida “b” y la tubería activa de descarga de combustible está fijada en la brida “c”.

Para facilitar el control, una válvula de control y un sensor de nivel de chorro están conectados a la bomba de transferencia 68 del tanque No. 3, formando unidad de transferencia de combustible 66 (figura 57). Se instala una válvula 2 en el cuerpo de la unidad (Fig.76), conectada rígidamente al pistón 6, que se mantiene en la posición superior por la fuerza del resorte 5. El combustible de comando se suministra a la cámara sobre el pistón a través del nivel del chorro. sensores de los tanques No. 1 y No. 2. El combustible de comando se suministra a la cámara debajo del pistón a través del sensor de nivel del chorro 7. La posición abierta (inferior) de la válvula asegura el suministro de combustible activo a la turbina hidráulica de la bomba. A su vez, la posición de la válvula está determinada por la presencia de la fuerza del resorte, la presión del combustible por encima y por debajo del pistón y la diferencia en las áreas del pistón (por área del vástago) por encima y por debajo.

Bomba de inyección(Figura 77)

Consta de carcasa, difusor 1, cámara de desplazamiento 2, boquilla 3. El funcionamiento de la bomba se basa en el principio de expulsión. El combustible activo, que se bombea a través de la bomba, sale de la boquilla 3 a alta velocidad, se mezcla con el combustible bombeado y le transfiere parte de la energía cinética, moviéndolo.

Transferencia de combustible al tanque de suministro No. 2 se lleva a cabo de la siguiente manera (Fig. 57):

Desde el PFB, el combustible a través de la unidad receptora 115 y una válvula de retención se desplaza mediante aire comprimido al tanque No. 1;

Desde la unidad de control, el combustible a través de las unidades receptoras 82 y las válvulas de retención es expulsado mediante aire comprimido hacia los tanques - compartimentos del ala;

Desde los tanques laterales, las bombas de chorro 63 a través de las válvulas de retención 64 bombean combustible al tanque No. 3;

Desde los tanques No. ZA con bombas de chorro 46 a través de las unidades de llenado y producción 47 hasta el tanque No. 3;

Desde el tanque N° 3 con bomba de turbina hidráulica 68 a través de la válvula de retención 40 al tanque N° 2 y bomba de chorro 71 a través de la válvula de retención 105 al tanque N° 1;

Desde el tanque N° 1 con bomba de turbina hidráulica 110 pasando por la válvula check 111 hasta el tanque N° 2.

Por gravedad, el combustible puede fluir hacia el tanque No. 2 desde el tanque No. 1 a través de la válvula de retención 95 y desde el tanque No. 3 a través de la válvula de retención 88. Cuando el tanque No. 2 está demasiado lleno, el combustible se drena al tanque No. 1 a través de válvulas de derivación 8 y al tanque No. 3 a través de la válvula de derivación 30 (con una caída de presión de 0,02 MPa).

Sistema de bombeo de combustible

El sistema de bombeo sirve para suministrar combustible en cantidad suficiente con la presión requerida desde el tanque de suministro No. 2 a las bombas del motor.

El sistema incluye (Fig.57):

Bombas de turbina hidráulicas de refuerzo GTN-7 (16) y 20;

Bomba centrífuga eléctrica ESP-14BM (90);

Acumulador de combustible 79;

Revisar válvulas;

Válvulas de cierre 54;

Unidades telescópicas 53;

Sensores de caudalímetro 52;

Accesorios de conservación del motor;

Grifos de drenaje.

Bombas hidráulicas de turbina del tanque No. 2 Los tanques No. 1 y 3 son similares en diseño al GTN-7. Están instalados uno encima del otro de tal manera que en caso de sobrecarga negativa o nula, en dos planos, en presencia de cualquier sobrecarga en el tercer plano, así como en vuelo invertido, al menos una de las bombas estará ubicada en combustible y el suministro de combustible a los motores no se detendrá.

acumulador de combustible 79 entra en funcionamiento en caso de sobrecarga cero en tres planos (ingravidez). Instalado en el tanque No. 3. Consta de una carcasa y un diafragma que divide el volumen interno en cavidades de combustible y aire, una válvula de seguridad para el tanque de combustible y tres accesorios (combustible, aire, conector para monitorear el estado del diafragma) . Utiliza purga de presión de aire de los ventiladores del motor para su funcionamiento. El combustible sale de la batería cuando la presión del combustible en la línea de impulso es menor que la presión del aire en la línea de impulso.

Bomba centrífuga eléctrica EPN-14BM(90) está destinado principalmente a suministrar combustible al turbo de arranque 55 y a los motores cuando se ponen en marcha. Pero durante el vuelo la bomba no se apaga y funciona como fuente de presión de reserva.

Las turbobombas hidráulicas del sistema de refuerzo, la bomba centrífuga eléctrica y el acumulador de combustible están conectadas en paralelo a la línea de refuerzo, estando cada una de ellas separada de la línea por una válvula de retención.

Conexión de tubería telescópica(Fig. 78) está diseñado para compensar los desplazamientos radiales y axiales durante la instalación del motor, la expansión térmica y los movimientos oscilatorios de la sección de cola de la carcasa. La conexión de tubería telescópica incluye una unidad telescópica 2, un sensor de caudalímetro 4, una unidad de bisagra 5, una válvula de cierre 6 y un espaciador en el que se instala un accesorio 8 para preservar el motor y un accesorio 7 utilizado para lavar el combustible. sistema. La unidad telescópica tiene un racor para medir la presión.

Sensor de caudalímetro Produce señales eléctricas proporcionales a la cantidad de combustible que lo atraviesa.

La válvula de cierre(Fig. 79) está instalado en la tubería de suministro de combustible al motor y está diseñado para detener el suministro de combustible en casos de emergencia. Válvula de compuerta con transmisión de piñón y cremallera y mando a distancia de dos vías para cierre y apertura.

En el eje 3 de la válvula 4 está montado un engranaje 10, que engrana con la cremallera. Utilizando la presión del aire, el vástago del cilindro neumático mueve la cremallera, que a través de un engranaje hace girar el eje 3 con el amortiguador 4. En el cuerpo de la válvula de la caja están instalados dos interruptores de límite 5, activados por la leva 6, montados en el eje 3 del apagador. Cada grifo está controlado por dos grifos electromagnéticos. En las posiciones extremas de la compuerta 4, los finales de carrera desenergizan las electroválvulas, evitando que se sobrecalienten. Al mismo tiempo, cuando los grifos (o uno de ellos) estén cerrados, se desenergizará el circuito de alimentación del sistema de arranque del motor. En caso de conservación del motor (las válvulas de cierre están cerradas), es necesario cerrar el circuito de arranque del APD-88 en el paso de rueda del tren de aterrizaje izquierdo.

Procedimiento de generación de combustible.

El combustible se produce a partir de los tanques en una secuencia que garantiza que la alineación de la aeronave se mantenga dentro de los límites especificados (Fig. 57).

1. Cuando se enciende la energía a bordo, las válvulas solenoides 12 y 60 se abren en el sistema de control para las válvulas 115 y 82 para generar combustible desde el PFB y PCB, respectivamente. Después de arrancar los motores, la bomba DCN-80 crea presión de trabajo en las líneas de combustible activa y de comando. El combustible se suministra a los motores desde el tanque de suministro No. 2 y su nivel se reduce en el tanque No. 1.

A través del sensor de nivel de chorro 4 (tanque 1), la presión del combustible de comando se transmite para cerrar la válvula de cierre 109 y abrir la válvula 115 para generar combustible desde el PFB. La presión de aire excesiva fuerza el combustible desde el tanque hacia el tanque No. 1. Al final de la producción de combustible del PFB, el dispositivo de señalización del sensor 100 envía una señal al ISTR (la lámpara PF se enciende) y cierra la válvula solenoide 12. La falta de presión de comando de combustible debajo de la tapa de la válvula de producción conducirá a su cierre. La válvula de cierre 109 acelerará el proceso de cierre de la válvula de escape.

2. Se producen 300 litros de combustible desde el tanque No. 1. Usando el comando de presión de combustible a través del sensor de nivel de chorro 7 (elemento II), las válvulas de control 70 y 69 permiten el acceso activo de combustible a las bombas 68 y 71 del tanque No. 3. GTN-7 (68) bombea combustible al tanque No. 2, bomba de chorro 71 - al tanque No. 1. Después de que se hayan producido 60 litros de combustible del tanque No. 3, la válvula de control 57 se abre a través del sensor de chorro 44, suministrando combustible activo a las bombas de chorro 63 de los tanques laterales. Después de que se hayan producido 70 litros de combustible desde los tanques de las alas, la presión de comando de combustible a través de los sensores de chorro 61 (con las válvulas de solenoide 60 encendidas) abre las válvulas de producción de combustible 82 desde la PCB y cierra las válvulas de cierre 83. La presión del aire fuerza el combustible desde la PCB hacia los tanques laterales. Al final de la producción, los dispositivos de señalización de sensores 81 envían una señal al ISTR (la lámpara de la PC se enciende) y cierran las válvulas electromagnéticas 60. Las válvulas de cierre se abren y las válvulas de producción de la PCB se cierran.

3. El combustible restante de los tanques laterales se ha agotado. Al final de la producción, los sensores-señalizadores 62 emitirán una señal eléctrica al ISTR (la lámpara KR se enciende).

4. Se producen 100 litros desde el tanque No. 3, la presión del combustible de comando a través del sensor de chorro 45 (elemento 1) de la válvula de control 56 abre la línea de combustible activa a las bombas de chorro 46 de los tanques No. 3A.

Después de que se haya agotado el combustible de los tanques No. 3A y 580 litros del tanque No. 3, el sensor de chorro 53 (elemento II) transmite la presión del combustible de comando a la válvula de control 43, que abre el drenaje del combustible de comando de la línea del sensor de chorro 7. para controlar las válvulas 69 y 70. Las válvulas se cierran, las bombas 68 y 71 del tanque No. 3 se apagan y se detiene el bombeo de combustible desde el tanque No. 3. Del tanque No. 1 se producen 460 litros, a través del sensor de nivel de chorro 106 la presión del combustible de comando abre nuevamente las válvulas de control 69 y 70. Se ponen en funcionamiento las bombas 68 y 71 del tanque No. 3. Al final del agotamiento del combustible del tanque No. 3, el sensor-señalizador 74 (elemento 1) envía una señal al ISTR (lámpara 3). A través del sensor de chorro 67, la presión de comando de combustible cierra las válvulas de control 56, 57 y 70, apagando las bombas de los tanques laterales, los tanques No. 3A y la bomba de turbina hidráulica del tanque No. 3. La bomba 71 transferirá el combustible restante de tanque No. 3 al tanque No. 1.

5. Se agota el combustible restante del tanque No. 1. Al final del agotamiento, el dispositivo de señalización del sensor 108 (elemento 1) emite una señal al ISTR (la lámpara 1 se enciende).

6. El combustible se produce desde el tanque No. 2. En caso de que quede combustible de emergencia, el sensor de alarma 27 enciende la pantalla roja. “RESTAN 550 kg”. Después de que se haya agotado el combustible del tanque número 2 y del acumulador de combustible, el indicador de diferencial de presión de combustible 86 produce la señal " Sin intercambio» al sistema “Pantalla”.

El gráfico de producción de combustible se muestra en la Fig. 80.

Breves características del sistema de combustible MiG-29.

El sistema de combustible del avión MIG-29 garantiza el repostaje, la colocación y el almacenamiento de reservas de combustible a bordo del avión y su suministro a la central eléctrica. en las cantidades requeridas y con suficiente presión en el lanzamiento y en todos los modos de operación en tierra y en vuelo. Además, el combustible se utiliza como refrigerante para enfriar el anticongelante en el radiador de combustible-líquido del sistema de refrigeración del radar, el aire en el intercambiador de calor aire-combustible del sistema de aire acondicionado y el aceite en el accionamiento hidráulico PGL-40.

Como combustible se utilizan querosenos de aviación T - 1, TS - 1, RT o sus mezclas en cualquier proporción. En invierno, se añade "I" líquido al combustible a razón de 0,2...0,3% en volumen.

El sistema de combustible (Fig. 57) es un sistema de tipo cerrado e incluye:

Tanques de combustible;

Sistema de reabastecimiento de combustible;

Sistema de suministro de combustible a bombas de motor;

Sistema de bombeo de combustible al tanque de suministro;

Sistema de presurización y drenaje de tanques;

Sistema de control de órdenes de producción de combustible.

El combustible del avión se almacena en cinco tanques en los compartimientos del casco (tanques No. 1, 2, 3 y dos tanques No. 3A) y dos tanques en los compartimientos de las alas (izquierdo y derecho). Se prevé la instalación de un tanque de lanzamiento debajo de la carrocería (PFB) y dos debajo del ala (PKB), que pueden dejarse caer en vuelo.

Los depósitos se llenan de combustible de forma centralizada a través de una grifería de a bordo. El reabastecimiento de combustible se controla y monitorea mediante un control remoto incluido con el sistema de medición del flujo de combustible e instalado en el compartimiento del tren de aterrizaje izquierdo. Es posible llenar los depósitos abiertamente a través de sus bocas de llenado.

Los tanques se presurizan con aire extraído de los compresores del motor o con nitrógeno de los cilindros del sistema de gas neutro. La presión especificada en los compartimentos de los tanques se mantiene mediante una unidad de presurización de modo dual, y en los tanques de combustible superiores (PTB) y en el acumulador de combustible, mediante válvulas de seguridad.

El combustible se suministra al turboarranque mediante una bomba centrífuga eléctrica y a los motores mediante turbobombas eléctricas centrífugas e hidráulicas del tanque No. 2. La ubicación de estas bombas y la presencia de un acumulador de combustible permiten garantizar un suministro ininterrumpido de El combustible al motor bombea bajo sobrecargas positivas, negativas y cero.

El combustible se bombea al tanque de suministro mediante bombas de turbina hidráulica y de chorro de los tanques correspondientes. El combustible se desplaza del PTB por vía aérea. El combustible se drena de los tanques a través de una unidad de drenaje común directamente al camión cisterna. El combustible restante se puede drenar a través de los tapones de drenaje.

El funcionamiento del sistema de combustible se controla mediante un sistema medidor de flujo de combustible.

Tanques de combustible.

Los tanques de combustible se utilizan para almacenar la cantidad necesaria de combustible a bordo del avión.

Tanques - compartimentos del casco(No. 1, 2, 3 y FOR) y alas (derecha e izquierda) de la estructura de la válvula. El sellado de los tanques se logra mediante el uso de una pasta especial, que se utiliza para cubrir todas las costuras dentro de los tanques. Las paredes de los tanques - compartimentos del casco son las cuadernas Nos. 4 y 5, 5 y 6, 6 y 7, 7 y 8, respectivamente.

El tanque No. 2 es consumible y sirve como compartimiento de sobrecarga negativa. Tanques: los compartimentos de las alas están formados por las paredes de los largueros n.° 1 y 3, la pared frontal y las nervaduras n.° 1 y 8.

Los tanques de caída están diseñados para aumentar la capacidad de combustible de la aeronave y, por tanto, aumentar el alcance y la duración del vuelo.

Tanque colgante debajo del casco.(Fig. 56) monobloque, capacidad 1400 l.

Peso del depósito vacío 100 kg. Estructuralmente, el tanque es una carcasa funcional, sostenida por marcos y diafragmas, que lo dividen en tres compartimentos: dos sellados para combustible (delantero y trasero) y un compartimento para el equipo de combustible. En el compartimento de combustible delantero hay un hueco con un cáncamo 7 para sujetar el tanque, en la parte trasera hay un tubo de escape 11 para el motor de arranque turbo. El tanque está suspendido por el ojo del cáncamo 7 en el soporte de la viga con cerradura DZ-59 (bastidor No. 6) y por dos ganchos (bastidor No. 8) por la unidad de fijación trasera 9.

El tanque se llena de combustible de forma cerrada a través del racor 1, instalado en el compartimiento del equipo de combustible debajo del carenado extraíble. El combustible ingresa al compartimiento delantero y luego fluye a través del tubo 12 hacia el compartimiento trasero. El sensor 8 reacciona al final del repostaje, lo que cierra el circuito de alimentación de la lámpara del indicador "Recarga completa" en el panel de control de repostaje. También envía una señal eléctrica a la unidad centralizada de reabastecimiento de combustible 5, que corta el suministro de combustible al tanque.

Cuando se agota, el combustible es desplazado por el aire desde el compartimiento trasero hacia el frente y luego hacia el tanque No. 1. La cantidad de presurización de aire del tanque después de su suspensión se puede monitorear usando el conector 18 ubicado en la tubería del sistema de presurización.

El combustible se drena del tanque a través del grifo 2, al que está conectada la manguera del tanque de combustible. El combustible restante se puede eliminar a través de los tapones de drenaje 13 y 14.

Tanque de ala fuera de borda(Fig. 58) es una carcasa de trabajo sostenida por marcos. La capacidad del depósito es de 1150 litros y el peso en vacío es de 84 kg.

A finales de 1991, los talleres de Dementyev MAPO produjeron alrededor de 1.200 cazas MiG-29 monoplaza, y la planta de Nizhny Novgorod ensambló alrededor de 200 gemelos MiG-29UB. De acuerdo con el plan de desarrollo de la industria de la aviación soviética, en ese momento se planeó transferir MAPO a la producción de aviones MiG-29M: en paralelo con el MiG-29, antes de 1990 se debían construir 60 aviones de esta variante. y durante los siguientes diez años su número se incrementaría a 300 -400 (al mismo tiempo, en 1986-1995, esperaban producir 27 MiG-29K, cazas navales).

Pero el desarrollo del MiG-29M se retrasó y, a principios de la década de 1990, solo se completaron las pruebas de diseño de vuelo, así como parte de las pruebas de la primera etapa del GSI. Al mismo tiempo, allá por 1986, ocurrió un hecho que requirió la adopción de medidas urgentes para modernizar algunos cazas soviéticos, incluido el MiG-29. Posteriormente, en Moscú, arrestaron a un empleado de una de las empresas de defensa de Tolkachev. Reclutado por agencias de inteligencia occidentales, Tolkachev pasó varios años transmitiendo información clasificada sobre los equipos y sistemas de armas de los últimos aviones de combate soviéticos.

Durante la investigación del caso de espionaje se pudo descubrir qué información podría haberse “filtrado” a Occidente. De acuerdo con esto, se desarrolló un plan de acción para compensar los daños causados ​​a la capacidad de defensa del país. En particular, a MIG se le encomendó la tarea de modificar el interceptor MiG-31 y el caza MiG-29 con sistemas de control de armas mejorados. También se suponía que los vehículos de combate producidos anteriormente se modificarían según su modelo (a principios de la década de 1980, de manera similar en las plantas de reparación de aviones, la mayoría de los MiG-25P se modernizaron a la variante MiG-25PDS, y varios cientos de MiG -23ML en el MiG-23MLD). Así aparecieron los aviones MiG-29S y MiG-31B.

El radar mejorado N-019M “Topaz” del avión MiG-29S es capaz de rastrear simultáneamente dos objetivos y dispararles con misiles R-77 (AA-12 “Adder”, que en Occidente llevan el nombre no oficial “AMRAAMski” ).

Dado que en términos de diseño y tecnología el MiG-29M, que había sido probado recientemente, era bastante diferente del caza en serie, y el nuevo sistema de control de armas utilizado en él requirió un largo ajuste, se decidió unificar la nueva versión de el “vigésimo noveno” con la modificación “9-13”, masterizado en producción. Se planeó introducir nuevos misiles guiados aire-aire, originalmente destinados al MiG-29M, en el armamento del nuevo caza. Se trataba principalmente de misiles guiados de medio alcance RVV-AE con cabezal de radar activo, así como R-27T con cabezal de guiado térmico, R-27TE y R-27RE con alcance de lanzamiento ampliado.

SUV-29S, sistema de control de armas de combate., se construiría sobre la base del RLPK-29M (sistema de observación por radar) desarrollado en NIIR (Asociación de Investigación y Producción Phazotron) bajo la dirección de Yu.P. Kirpichev. (y luego V.V. Frantseva). El sistema de observación por radar incluía la estación de radar N019M, la nueva computadora Ts101M y el complejo óptico-electrónico de observación y navegación OEPrNK-29-1. El RLPK-29M mejorado se diferenciaba del RLPK-29 anterior por una mayor inmunidad al ruido, un sistema de control integrado en profundidad y un nuevo software. Esta modernización permitió realizar un ataque simultáneo a 2 objetivos con 2 misiles con TGS o ARGS.

El OEPrNK-29-1 implementó un modo de control combinado para disparar a objetivos aéreos desde un cañón. Ambos complejos SUV-29S también podrían funcionar en modo de entrenamiento. Se suponía que la carga de combate del MiG aumentaría a 4000 kg (ocho bombas aéreas de 500 kg estaban suspendidas en cuatro soportes de vigas multibloqueo debajo de las alas), mientras que el peso máximo de despegue del caza alcanzaba casi 20 toneladas.

Además, se suponía que el caza MiG-29S estaría equipado con un sistema de control automático modificado, que proporcionaría características de estabilidad mejoradas, así como controlabilidad en ángulos de ataque altos: el ángulo máximo se incrementó a 28 grados.

La principal tarea del MiG-29C es la defensa aérea de pequeños territorios, grupos militares e instalaciones importantes. En este caso, se suponía que las tácticas de uso contra objetivos aéreos serían las siguientes:

Las estaciones de radar terrestres ubicadas a 10-15 km de la línea de contacto de combate (línea del frente) garantizan el control del radar a una distancia de casi 250 km sobre los aviones enemigos a altitudes de más de 10 mil metros y de 20 a 40 kilómetros en vuelos bajos. objetivos. El MiG-29 despega desde un aeródromo en modo de espera, ubicado desde la línea del frente a ~ 100 km durante un máximo de 8 minutos, y es guiado hasta el objetivo mediante una transferencia oculta de fechas desde el puesto de mando de forma automática. El caza puede destruir objetivos aéreos que vuelan a una altitud de 20 a 23 mil metros a una velocidad de hasta 2 mil km/h y a una altitud de 10 a 20 mil metros a una velocidad de hasta 2,5 mil km/h incluso antes de que se acerquen. a la primera línea.

En un modo de ascenso económico, el MiG-29 es capaz de destruir objetivos aéreos estratosféricos de alta velocidad a una distancia de 240-230 km; y cuando se vuela con el postquemador lleno, a 170-180 km del aeródromo. Un caza en altitudes medias apunta a la altitud objetivo. Para interceptar objetivos aéreos que vuelan a altitudes de 20 a 23 mil m, se apunta a una altitud de 16 a 17 mil m. Si el MiG-29 va a interceptar un objetivo aéreo de baja altitud, entonces vuela hasta la línea en 12 -12,5 mil m Posteriormente, el caza se mueve a una altitud de 3,5 a 4 mil m, donde se garantiza el funcionamiento estable del RLPK a bordo y también es posible realizar la maniobra vertical necesaria. El MiG apunta al hemisferio frontal de un objetivo aéreo. Si el primer ataque falla, el MiG maniobra para tomar posición para un segundo ataque.

En 1988-1989 en la planta metalúrgica de Moscú que lleva su nombre. Mikoyan convirtió dos MiG de producción del tipo 9-13 para probar el sistema de control de armas. El primero de ellos (N° 405, lado N° 05) despegó el 20 de enero de 1989, el segundo (N° 404, lado N° 04) despegó el 30 de junio de 1989. Estos aviones se utilizaron para probar el funcionamiento del SUV-29S en su conjunto y del RLPK-29M modernizado, así como el uso de misiles RVV-AE. Por ejemplo, el día 405, por primera vez, se llevó a cabo con éxito el lanzamiento simultáneo de 2 misiles contra 2 objetivos aéreos. Durante las pruebas se demostró que el nuevo sistema de control de armas garantiza el lanzamiento secuencial o simultáneo de misiles contra objetivos que están separados en azimut por un ángulo de más de 8 grados o que se encuentran a una distancia de más de 10 mil m en el mismo azimut.

Al entrar en la zona de lanzamientos permitidos de ambos objetivos y aparecer en la pantalla del sistema una única indicación de los símbolos correspondientes, el lanzamiento podía realizarse en modo automático o manual. Si los objetivos entraban en la zona de lanzamiento permitida uno tras otro, de forma secuencial, los misiles se lanzaban secuencialmente en consecuencia. En septiembre de 1991 se completaron las pruebas de ambos vehículos. En 1994, se puso en servicio el MiG-29S. En ese momento, MAPO lleva su nombre. Dementyev produjo casi 50 cazas de este tipo, pero sólo 16 de ellos fueron adquiridos por la Fuerza Aérea Rusa.

Los primeros MiG-29S ingresaron al regimiento de cazas en Shaikovka; varios vehículos de este tipo también fueron transferidos a los GLIT en Akhtubinsk y a la planta de producción de pulpa y papel en Lipetsk. Equipar al caza con nuevos misiles de alcance medio, principalmente RVV-AE, con cabezales de radar activos, aumentó su efectividad en el combate aéreo entre 2,5 y 3 veces en comparación con el "vigésimo noveno" de serie. Según los cálculos de los especialistas de la oficina de diseño, en combate aéreo el MiG-29S a media distancia supera a los cazas Rafale y F-16C en un 10 por ciento, y al JAS39 Gripen y Mirage 2000-5 en un 25 por ciento.

A pesar de la mayor capacidad de combustible de la familia de aviones MiG-29S, se propone como opción de modificación la instalación de una barra de repostaje. En la foto, un MiG-29S sigue a un avión cisterna Il-78M durante las pruebas en los GLIT de Akhtubinsk.

Sin embargo, En 1992, el Ministerio de Defensa ruso decidió dejar de comprar el MiG-29.- Se consideró inapropiado construir simultáneamente dos tipos de combatientes de primera línea en condiciones de crisis económica. Como se señaló, en la primera mitad de la década de 1970, el concepto de la flota de aviones de combate de la fuerza aérea del país se basaba en el principio de construcción basada en dos tipos: MiG-29 - 70% y Su-27 - 30%. También se suponía que la relación de costes de este tipo de cazas sería de 1:1,9. Pero en la práctica, no fue posible hacer que el MiG fuera tan barato: su costo era sólo entre un 40 y un 50 por ciento menor que el del Su (en el mercado mundial, el costo del Su-27 se estima en 30 a 35 millones de dólares, y el MiG-29 - 22 -24 millones de dólares).

En cuanto a la proporción cuantitativa de este tipo de aviones en la estructura de la Fuerza Aérea, según datos publicados en la prensa, fue ligeramente superada a favor de los MiG: en la parte europea de la URSS, a finales de 1990 , en el momento de la firma del Tratado CFE, 648 MiG-29 y 138 Su tenían su base -27 (82% y 18%, respectivamente), sin contar los aviones de combate de las fuerzas de defensa aérea y la marina. Tras el colapso de la URSS, la Fuerza Aérea Rusa recibió unos 400 MiG-29 (80%) y un poco más de 100 Su-27 (20%).

Así, 16 cazas MiG-29S producidos por MAPO en 1991 se convirtieron en los últimos aviones de este tipo en entrar en servicio. Los Su-27 "duraron" un poco más, sin embargo, fueron construidos sólo para las fuerzas de defensa aérea. Se conoce el desarrollo posterior de los acontecimientos. A principios de 1997, en una conferencia de prensa celebrada en el Ministerio de Defensa de Rusia y dedicada a cuestiones de financiación del ejército, en particular, se dieron estadísticas sobre la compra de nuevos aviones de combate: el Ministerio de Defensa de Rusia adquirió 7 aviones en 1994, 1 en 1995 y 1 en 1996: ni un solo luchador.

La Asociación de Producción de Aviación de Moscú, que desde finales de los años 1960 se especializaba exclusivamente en la producción de equipo militar, se encuentra sin órdenes gubernamentales desde 1992. El OKB, que en ese momento se había transformado en el Complejo Científico-Industrial de Aviación "MIG", también recibió asignaciones muy escasas. La única salida a esta situación podría ser la exportación de MiG, especialmente porque estos aviones siempre fueron populares en India, Medio Oriente y en algunas antiguas repúblicas "fraternas" de Europa del Este: en 1991, ya se habían vendido casi 300 MiG-29. vendido a 12 países extranjeros.

Por lo tanto, 30 cazas MiG-29S no comprados por la Fuerza Aérea Rusa se convirtieron en la versión de exportación del MiG-29SE. Actualmente se encuentran almacenados en el almacén de MAPO en Lukhovitsy. Por cierto, también hay varias docenas de nuevos MiG-29 del tipo "9-12" producidos antes de 1992. La oficina de diseño preparó documentación para la modificación de estos cazas en la variante MiG-29SD, similar en cuanto al sistema de control de armas, la variedad de armas utilizadas y las armas autopropulsadas MiG-29SE (del MiG-29SE, el El MiG-29SD se diferencia por la ausencia de equipo de control electrónico incorporado, por lo que tiene un costo menor; la reserva interna de combustible en este avión es algo menor, pero el sistema de combustible del MiG-29SD proporciona suspensión para los tanques de combustible externos debajo del ala).

Precisamente el MiG-29SD es objeto de negociaciones en el conocido acuerdo "Malasio", que prevé la modernización gradual de los cazas entregados, en particular su equipamiento con un sistema de reabastecimiento de combustible en vuelo.

Ambos vehículos de exportación están equipados con el RLPK-29ME “Topaz” (sistema de observación por radar) y el OEPrNK-29-1E (sistema de navegación y observación óptico-electrónico). La gama de armamento de estos cazas, además del cañón GSh-301 (150 cartuchos de munición), incluye misiles de corto alcance: hasta 6 R-73E; misiles de alcance medio: hasta 6 RVV-AE, dos R-27T1 o R-27R1; Misiles de alcance extendido: dos R-27RE1 o R-27TE1. Además, los aviones están armados con misiles no guiados, bombas aéreas y tanques incendiarios con un peso total de hasta 4 toneladas, colocados en 6 puntos fijos debajo de las alas.

De acuerdo con los requisitos del cliente, se puede cambiar la composición del equipo de la aeronave (también es posible el uso de equipo extranjero). Por ejemplo, los aviones de combate de la Fuerza Aérea de Malasia están equipados con el sistema de radio TACAN AN/APN-118, equipo de aterrizaje por instrumentos VOR/ILS-71, receptor GPS TNL-1000, transpondedor del sistema de identificación estatal COSSOR y transpondedor de avión SO-69M. , que funciona en conjunto con los sistemas de navegación occidentales, una estación de radio adicional R-800L1 de rangos decímetro y metro con una frecuencia de 243 MHz.

El MiG-29SE experimental se demostró públicamente por primera vez en el Instituto de Investigación de Vuelo de Zhukovsky. Según algunos informes, Malasia está interesada en este avión.

Una de las condiciones propuestas por Malasia al firmar el contrato el 07/06/1994 para el suministro de cazas MiG-29 fue que estuvieran equipados con un sistema de reabastecimiento de combustible en vuelo. Antes de esto, ni un solo MiG-29 en producción tenía un sistema de este tipo (se planeó que el equipo de reabastecimiento de combustible se usara solo en el MiG-29K, por lo que su diseño incluía inmediatamente compartimentos para colocar tuberías y una varilla receptora de combustible).

No fue posible instalar en el MiG-29 una barrera de reabastecimiento de combustible retráctil delante de la cabina, como es habitual en los aviones nacionales (MiG-31B, MiG-29K, Su-30, Su-27K, Su-24M, etc.). ) sin modificaciones importantes del diseño. En este sentido, los especialistas de MAPO MIG desarrollaron una solución de compromiso: el sistema se hizo removible, colocando parte del equipo (varilla, puntos de fijación de varilla y un tramo de tuberías) en un carenado que sobresale hacia el flujo en la unión del cuerpo de la aeronave en la zona de la cabina del piloto y el desbordamiento del ala izquierda.

El peso de la varilla receptora de combustible retráctil era de 75 kilogramos y el resto de los elementos del sistema, de hasta 30 kilogramos. La punta de la varilla se unificó para aceptar combustible del avión cisterna Il-78 y de los aviones cisterna extranjeros KS-130, KS-10, etc. Es posible repostar tanto los tanques internos como los externos del caza; la velocidad máxima de bombeo de combustible es de 900 litros por minuto. El receptor de combustible, la viga de soporte que lo sostiene en la posición extendida y otras partes sobresalientes del sistema pueden retirarse de la aeronave en una hora y, si es necesario, reinstalarse.

El diseño del sistema de repostaje permite instalarlo en cualquier modificación del MiG-29 con un mínimo de modificaciones en el avión. Para facilitar el proceso de reabastecimiento de combustible, también se modificaron ligeramente las armas autopropulsadas y el equipo de navegación del caza. La búsqueda y el encuentro garantizado con el avión cisterna se garantizan mediante el sistema de radionavegación de corto alcance a bordo. Después de soltar la varilla receptora de combustible, el piloto cambia el cañón autopropulsado al modo "estabilización durante el reabastecimiento de combustible" y, defendiéndose de perturbaciones externas, mantiene el vehículo a la distancia requerida del camión cisterna.

Desarrollado durante la Guerra Fría, el MiG-29 fue un hito importante en la historia de la fabricación de aviones soviéticos, combinando una excelente maniobrabilidad con la capacidad de utilizar una amplia gama de armas. Después de haber sufrido una serie de modernizaciones en los últimos años, este avión nunca pudo alcanzar todo su potencial, pero esto no fue consecuencia de razones técnicas, sino de razones completamente diferentes.

En 1995, para probar el nuevo sistema de reabastecimiento de combustible, se convirtió el MiG-29 No. 4808, cola No. 357. El 16 de noviembre de 1995, R.P. Taskaev, piloto jefe de MAPO "MIG". M.R. también participó en las pruebas del sistema. Alykov, piloto de pruebas del OKB, así como A.A. Goncharov y V.D. Shushunov, pilotos militares. Según los evaluadores, el sistema de reabastecimiento de combustible implementado en el MiG-29 hace que esta difícil etapa del vuelo sea accesible incluso para pilotos con calificaciones promedio, y el equipo que proporciona búsqueda y atraque de petroleros es mucho mejor que el utilizado anteriormente en aviones militares de fabricación rusa.

Las pruebas mostraron que la instalación de un receptor de combustible en el carenado exterior no tuvo un impacto significativo en las características de vuelo, estabilidad y controlabilidad del MiG-29. La autonomía del ferry con tres tanques de combustible externos con un repostaje aumentó de 2.900 a 5.200 kilómetros. El reabastecimiento de combustible se realizó a una altitud de hasta 8 km a una velocidad de 400 a 600 km/h. También se llevaron a cabo una serie de reabastecimientos de combustible a velocidades de 350-500 km/h para simular la recepción de combustible del KC-130 (la Fuerza Aérea de Malasia tiene 6 aviones de transporte turbohélice C-130 que pueden convertirse en aviones cisterna). En enero de 1996, se completaron los vuelos bajo el programa de prueba y se recomendó el uso del sistema de repostaje en el MiG-29 con diversas modificaciones.

Características de vuelo del MiG-29S:
Longitud – 17,32 m;
Altura – 4,73 m;
Envergadura: 11,36 m;
Área del ala – 38,06 m2;
Peso del avión vacío – 11200 kg;
Peso normal de despegue – 15600 kg;
Peso máximo de despegue – 19700 kg;
Combustible interno – 4540 kg;
Combustible en tanques externos – 3800 kg;
Tipo de motor: 2 TRDDF RD-33;
Empuje – 2x8300 kgf;
Velocidad máxima en altitud – 2450 km/h;
Velocidad máxima de avance – 1500 km/h;
Alcance práctico a baja altitud: 710 km;
Alcance práctico a gran altitud: 1500 km;
Alcance práctico con tanques externos: 2100 km;
Velocidad máxima de ascenso – 19800 m/min;
Techo práctico – 18000 m;
Tripulación – 1 persona;
Armamento:
— un cañón GSh-301 incorporado de calibre 30 mm;
- carga de combate - 4000 kg;
Seis unidades debajo de las alas alojadas:
— de 2 a 4 URVV R-27R/6 RVV-AE/hasta 6 R-60M o R-73;
— bomba de 500 o 250 kg, contenedor KMGU;
- en los bloques B-8M1 y S-24B NAR 80 S-8.

Se han iniciado investigaciones sobre la creación de un caza ligero de primera línea multifunción sobre esta base con una eficacia de combate significativamente mayor. Los desarrolladores de la versión modernizada del avión, denominada MiG-29M (9-15), tenían las siguientes tareas principales:
-aumentar la efectividad del caza al alcanzar objetivos aéreos y terrestres;
-reducir las pérdidas durante una salida;
-aumentar el alcance de vuelo;
-mejorar las condiciones de trabajo del piloto.

Podrían resolverse utilizando equipos de vigilancia y avistamiento a bordo de nueva generación, armas de aviación de alta precisión, incluidas armas guiadas aire-tierra, equipos de defensa aerotransportados y sistemas avanzados de visualización y control en la cabina, aumentando las reservas de combustible y mejorando el rendimiento. planta de energía. Al mismo tiempo, manteniendo el diseño general y el diseño del MiG-29, se suponía que el nuevo avión incorporaría una serie de mejoras destinadas a mejorar las características de aerodinámica, estabilidad y controlabilidad, así como a aumentar la capacidad de fabricación en producción.

Una de las principales características tecnológicas y de diseño del MiG-29M fue el uso generalizado de la nueva aleación de aluminio y litio “01420” en el diseño del fuselaje, reemplazando las uniones remachadas por otras soldadas en casi todas partes. Esto permitió reducir el peso de la estructura, ya que la nueva aleación tenía un peso específico más bajo, eliminando la necesidad de superponer juntas y sellar juntas en los compartimentos del tanque de combustible. Este diseño tenía otra ventaja: fue posible utilizar completamente los volúmenes internos para acomodar el combustible (anteriormente esto no se podía hacer debido a la imposibilidad de sellar todas las costuras remachadas). Toda la parte delantera de la carrocería (fuselaje), incluida la cabina presurizada, estaba hecha de aleación “01420”. Al desarrollar el MiG-29M, se decidió nuevamente volver al uso generalizado de materiales compuestos en piezas y conjuntos de la estructura. Comenzaron a fabricar trampillas de freno, conductos de aire y capós de motor, quillas y diversas tapas de escotilla. El diseño compuesto alveolar de la mayoría de los elementos enumerados tenía poca masa y alta rigidez y resistencia. El uso de materiales radioabsorbentes permitió reducir la superficie reflectante efectiva de la aeronave.

Las principales mejoras de diseño implementadas en el MiG-29M incluyen el cambio de la forma de los flaps de las alas y la cola horizontal, la introducción de un nuevo sistema para proteger los motores de objetos extraños con la abolición de las tomas de aire superiores, el uso de una nueva flap de freno. y una nueva unidad de frenado de paracaídas, reforzando el tren de aterrizaje, etc. Una diferencia fundamental con respecto al tipo básico fue la instalación en el MiG-29M de un sistema de control de vuelo analógico-digital con redundancia cuádruple en el canal longitudinal y triple en el canal transversal, lo que hizo posible implementar el concepto de inestabilidad estática longitudinal de la aeronave (que era imposible de hacer con el sistema de control mecánico tradicional del MiG-29, fabricado según un esquema estáticamente estable) y contribuyó así a una mejor maniobrabilidad y un mayor alcance de vuelo debido a la reducción de las pérdidas de equilibrio durante modo crucero.

El borde de ataque afilado del desbordamiento del ala proporcionó una formación más enérgica del sistema de vórtice en ángulos de ataque altos y, junto con alerones de mayor envergadura, una mejora significativa en la capacidad de control a bajas velocidades. La superficie horizontal de la cola recibió un área mayor y un paso a lo largo del borde de ataque ("diente"), lo que mejoró el flujo alrededor del estabilizador en grandes ángulos de desviación. En lugar de dos trampillas de freno ubicadas en el MiG-29 en la parte trasera de la carrocería entre las toberas del motor, el MiG-29M utilizó una trampilla grande con un área de más de 1 m2 en la superficie superior del fuselaje. El momento longitudinal que se produce al desviar la trampilla es contrarrestado automáticamente por la fuerza de la emulsión. Un paracaídas con una superficie de 17 m2 dio paso a una unidad de frenado de paracaídas de doble cúpula con una superficie total de 26 m2 de cúpulas. El tren de aterrizaje reforzado, diseñado para el funcionamiento de un avión con un peso máximo de despegue aumentado (más de 22 toneladas), estaba equipado con ruedas con frenos de mayor intensidad energética.

El nuevo sistema de protección de los motores de objetos extraños durante el despegue, aterrizaje y rodaje, realizado en forma de redes de seguridad liberadas en los conductos de aire, permitió prescindir de tomas de aire adicionales en la superficie superior de los flaps de las alas y utilizar las liberadas. aumentar los volúmenes para acomodar el combustible. Para proporcionar combustible adicional a los motores durante el despegue y el aterrizaje, se proporcionó una entrada de aire auxiliar: una pared perforada en el nicho del tren de aterrizaje principal. Especialmente para el avión MiG-29M y su versión naval MiG-29K Leningrad NPO que lleva su nombre. V.Ya.Klimova desarrolló el motor RD-33K con un nuevo compresor de baja presión, caracterizado por un mayor empuje en modo máximo (hasta 5500 kgf (53,9 kN)) y postcombustión completo (hasta 8800 kgf (86,3 kN)) y Reducción del 7% del consumo específico de combustible en modo postquemador. A diferencia de los motores turbofan RD-33 de serie utilizados en el MiG-29, el nuevo motor estaba equipado con un sistema de control automático hidromecánico electrónico digital (el RD-33 usaba un sistema de control hidroelectrónico con un regulador-limitador analógico), que era altamente confiable y proporcionó una mejor respuesta del acelerador. La reorganización del sistema de combustible permitió aumentar el suministro interno de combustible en más de 1500 litros (sin PTB superó los 5800 L, y con tres PTB - 9600 L), por lo que la autonomía de vuelo sin tanques externos aumentó en 30 -40%.

El MiG-29M estaba equipado con un nuevo sistema de control de armas S-29M (SUV-29M), que se basaba en el sistema de observación por radar RLPK-29UM y el sistema de navegación y observación óptico-electrónico OEPrNK-29M, controlado por computadoras digitales de las series Ts101 y Ts100 con nuevo software. La estación de radar Doppler de pulso N010, desarrollada en Phazotron de la empresa de investigación y producción (NPK) (diseñador general A.I. Kanashchenkov, diseñador jefe del radar Yu.N. Guskov), permite rastrear hasta 10 objetivos aéreos y disparar cuatro objetivos. al mismo tiempo. El rango de detección de un objetivo tipo caza en el hemisferio frontal se ha incrementado en comparación con el radar N019 de 70 a 80 km, y el sector de visualización del azimut se ha incrementado de ±70° a ±90°. La estación tiene un modo para observar la superficie terrestre con resolución baja (haz real), media (modo de estrechamiento del haz Doppler) y alta (modo de apertura sintética). Es capaz de "congelar" una imagen de radar del terreno, trabajar en modo cartográfico, determinar las coordenadas de objetivos terrestres, ampliar la escala de una imagen seleccionada de un área del terreno, medir la propia velocidad de la aeronave para corregir el sistema de navegación e introducir corrección del viento al utilizar armas no guiadas y proporcionar vuelo en modo de giro automático del terreno. La estación tiene un conjunto de antenas de ranura plana con escaneo de haz electrónico en elevación (el radar N019 estaba equipado con una antena esférica de espejo con escaneo mecánico en ambos planos). Nuevas soluciones técnicas han permitido reducir el peso del radar N010 respecto al N019 en casi un 60%.

El complejo modernizado de navegación y avistamiento óptico-electrónico OEPrNK-29M incluía una nueva estación de localización óptica OLS-M (diseñador jefe D.M. Khorol) y un sistema de designación de objetivos montado en el casco. La estación de localización óptica incluye canales térmicos, láser y de televisión, tiene un mayor alcance y proporciona no solo la detección y medición de las coordenadas de objetivos aéreos, sino también iluminación láser de objetivos terrestres para determinar su alcance y el uso del aire. -armas guiadas a superficie, así como seguimiento de objetivos terrestres en modo de correlación. Unidos por un carenado esférico común, los sensores OLS-M están ubicados, como en el MiG-29, frente a la cabina del piloto.

La estación consta de:
- un radiogoniómetro térmico con un nuevo receptor de infrarrojos sensible con enfriamiento profundo, gracias al cual el rango de detección de un objetivo por su radiación térmica en el hemisferio trasero ha aumentado varias veces (en comparación con los COLS anteriores) y se ha hecho posible detectar un objetivo en el hemisferio frontal;
-Cámaras de televisión para reconocer objetivos aéreos y terrestres a grandes distancias (existe un modo de seguimiento por correlación televisiva de objetivos terrestres):
- un telémetro láser-designador de objetivos de mayor potencia junto con un radiogoniómetro térmico y una cámara de televisión.

El NSC proporciona designación de objetivos para sistemas de observación y cabezales térmicos de misiles aire-aire. También se ha modernizado el equipo de vuelo y navegación del MiG-29M: se han instalado un nuevo sistema de navegación inercial (INS) y sistemas de radio de corto y largo alcance. El avión está equipado con una línea segura de transmisión de datos para la interacción con sistemas de control automatizados terrestres y puestos de mando aerotransportados, así como nuevos medios de comunicación por radio e identificación estatal. Para una detección y reconocimiento más efectivos de objetivos terrestres, incluso en la oscuridad, y para garantizar el uso de armas guiadas aire-tierra, se planeó equipar la aeronave con un equipo óptico-electrónico especial en un contenedor suspendido, con láser y canales de televisión o de imágenes térmicas.

El sistema de defensa a bordo MiG-29M incluye una nueva estación de alerta de radiación, que tiene la capacidad de emitir designaciones de objetivos a los cabezales de misiles antirradar, la estación de interferencia activa Gardenia y las unidades de interferencia BVP-60-26 con una carga total de munición. de 120 proyectiles, situado bajo la piel de la superficie superior del cuerpo del avión.

Durante el desarrollo del caza modernizado se prestó mucha atención a mejorar el puesto de trabajo del piloto. Se ha mejorado la visibilidad desde la cabina (el ángulo de visión hacia adelante y hacia abajo ha aumentado a 15° debido a la posición elevada del asiento eyectable). El sistema de visualización ha sufrido modificaciones significativas: en la cabina del MiG-29M se instalaron dos indicadores CRT monocromáticos multifuncionales (con perspectiva de ser reemplazados por otros de color), que muestran información de orientación y navegación. El principal instrumento de observación y vuelo se ha convertido en un head-up display (HUD) mejorado, y los instrumentos de vuelo electromecánicos de pequeño tamaño con diales redondos ubicados en el centro del panel de instrumentos solo sirven de respaldo en caso de falla de la pantalla electrónica. El piloto del MiG-29M puede controlar los principales sistemas del avión y seleccionar armas sin quitar las palancas de control del motor y la palanca de control (concepto HOTAS).

El complejo de armamento del caza ha cambiado significativamente. El peso máximo de carga de combate aumentó a 4500 kg y el número de puntos de anclaje aumentó a nueve (cuatro debajo de cada consola de ala y uno debajo del fuselaje). El misil guiado aire-aire incluía un nuevo misil de medio alcance, el RVV-AE. Este lanzador de misiles, cuyo desarrollo comenzó en 1982 en la Oficina de Diseño de Vympel (diseñador jefe G.A. Sokolovsky, director de desarrollo V.A. Pustovoitov) en respuesta a la creación del misil AMRAAM (AIM-120A) en EE.UU., fue equipado por primera vez tiempo en la práctica doméstica con cabezal de radar activo (ARGS). Durante la fase inicial del vuelo, el misil se controla mediante un sistema inercial con corrección de trayectoria basada en señales transmitidas por el radar del avión de transporte, lo que garantiza el disparo desde largas distancias (hasta 90 km) contra objetivos que maniobran enérgicamente. El uso de ARGS permite implementar el principio de "disparar y olvidar" y atacar varios objetivos simultáneamente con varios misiles. Las nuevas soluciones de diseño, en particular el uso por primera vez en el mundo de timones de celosía en misiles aire-aire, aseguraron una alta maniobrabilidad del misil, gracias a lo cual es capaz de alcanzar objetivos aéreos maniobrando con una sobrecarga de hasta 12. El MiG-29M puede transportar hasta ocho misiles RVV -AE, el número de misiles de combate aéreo maniobrables de corto alcance R-73 se ha incrementado a ocho.

La gama de RSD, cuyo uso está garantizado por el sistema de control de armas MiG-29M, mantuvo los misiles R-27R y agregó los lanzadores de misiles R-27T con el TGS, así como los R-27RE y R-27TE ampliados. -misiles de alcance (se proporciona una suspensión de dos a cuatro misiles R-27R /T o dos R-27RE/TE). Para atacar eficazmente objetivos terrestres, el armamento del MiG-29M incluía armas guiadas aire-tierra: misiles tácticos de uso general Kh-25ML y Kh-29L con un sistema de guía láser semiactivo, Kh-29T con un buscador de televisión, anti -misiles de barco X- 31A con ARGS, misiles antirradar Kh-25MP y Kh-31P con PRGS, bombas ajustables KAB-500Kr con buscador de correlación de televisión. El avión puede transportar hasta seis misiles Kh-25, Kh-29 y bombas KAB-500, y hasta cuatro misiles Kh-31. La gama de armas no guiadas se mantuvo prácticamente sin cambios, sin embargo, los misiles no guiados tipo S-5 fueron abandonados en favor de los más efectivos misiles no guiados S-8 de calibre 80 mm (en cuatro bloques B-8M1) y S-13 de calibre 122 mm. (en cuatro bloques B-13L), el número de bombas FAB-500 suspendidas aumentó a nueve. El caza conservó el cañón GSh-301 incorporado, cuya carga de munición se redujo a 100 cartuchos.

Al desarrollar el MiG-29M, se prestó mucha atención a mejorar el rendimiento del caza. Su mantenimiento requiere sólo siete técnicos en tierra, la preparación previa al vuelo tarda sólo 30 minutos y el mantenimiento posterior al vuelo tarda entre 15 y 25 minutos. La intensidad laboral total específica del mantenimiento del MiG-29M es de 11,5 horas-hombre por 1 hora de vuelo, el tiempo promedio para restaurar el estado operativo es de 1,2 horas y la frecuencia del mantenimiento de rutina es de 200 horas.

Incluso antes de la construcción del primer MiG-29M para probar las armas y el equipo de la nueva modificación del MMZ que lleva su nombre. A. I. Mikoyan preparó varios aviones experimentales: laboratorios de vuelo. Para equipar el caza con misiles RVV-AE, se convirtieron dos MiG-29 de serie del tipo "9-12", que recibieron los números 970 y 971. El primer vuelo del MiG-29 No. 970 tuvo lugar el 24 de diciembre. 1984, MiG-29 No. 971 - el 12 de agosto del año 1985. Sus pruebas continuaron hasta 1989, se realizaron 286 vuelos en el 970 y 204 vuelos en el 971. La última máquina en 1986 también se utilizó para pruebas de vuelo de nuevas modificaciones del misil K-27 con cabezales de radar pasivos y activos. Las primeras copias del MiG-29 también se utilizaron para probar el misil RVV-AE: los aviones No. 919 (desde mayo de 1984), No. 923 (desde diciembre de 1984) y No. 925 (desde junio de 1985).

Para las pruebas de vuelo de la estación de radar N010 en 1986, sobre la base del MiG-29 de serie tipo "9-13", se utilizó un avión experimental MiG-29 No. 916 (producto "9-16", lado No. 16). preparado, en el que se reemplazó la punta del fuselaje hasta el bastidor No. 1 (el cono radiotransparente y el compartimiento del equipo de proa se hicieron de acuerdo con los dibujos del MiG-29M). El primer vuelo del 916 se realizó el 12 de enero de 1987. Participó en las pruebas RLPK del programa MiG-29M durante 3,5 años. Su último vuelo número 169 tuvo lugar el 16 de agosto de 1990. Además, el nuevo radar fue probado en el laboratorio de vuelo Tu-134LL.

Para las pruebas de vuelo del motor RD-33K, se convirtió el MiG-29 No. 921 (el décimo prototipo de vuelo del caza 9-12, producido en 1981). Se instaló un RD-33K experimental en lugar del motor RD-33 estándar izquierdo (el motor turbofan derecho permaneció igual), al mismo tiempo, el automóvil fue equipado con una nueva entrada de aire hecha como el MiG-29M. El sobrevuelo del MiG-29 No. 921, equipado con un motor RD-33K, tuvo lugar el 27 de septiembre de 1985. Después de varios vuelos en noviembre de ese año, el 921 fue enviado a fábrica para realizar modificaciones. Las pruebas del vehículo continuaron el 26 de febrero de 1986. En abril, el avión fue equipado con una nueva rejilla protectora de entrada de aire "oblicua" (el vuelo con ella se realizó el 24 de abril de 1986). Posteriormente, se utilizó el MiG-29 No. 921 para afinar el sistema de control electrónico del motor RD-33K. Sus pruebas terminaron a finales de 1990 y en el marco del programa de investigación de la nueva central eléctrica se realizaron con este aparato un total de 164 vuelos. A principios de 1991, continuó el desarrollo del motor RD-33K en el avión MiG-29 nº 1616.

La construcción del primer prototipo del MiG-29M, que recibió el número de cola 151 (es decir, el avión "9-15/1"), se completó a principios de 1986, el 15 de febrero el avión fue transportado al aeródromo y El 26 de abril del mismo año, el piloto de pruebas V.E. Menitsky, que se convirtió en el piloto jefe del OKB tras la muerte de A.V. Fedotov, lo llevó en su primer vuelo. El vehículo todavía tenía viejos motores RD-33, un sistema de visualización tradicional con dispositivos electromecánicos y no estaba equipado con un sistema de control de armas. Se utilizó para probar el sistema de control remoto y determinar las principales características aerodinámicas, estabilidad y controlabilidad. Posteriormente, el avión fue equipado con un SUV y en septiembre de 1991 comenzó el desarrollo del radar NOYU, la estación de localización óptica OLS-M y el sistema de misiles guiados con el misil autoguiado Kh-29T. Hasta el 30 de junio de 1992, el avión había completado 276 vuelos.

Para llevar a cabo el diseño de vuelo y el programa estatal de pruebas conjuntas en el MAPO, se preparó un primer lote de cazas modernizados (la producción de nuevos elementos estructurales, en particular la soldadura de los tanques de combustible, y el montaje final de la aeronave se llevaron a cabo en la producción piloto de ANPK MIG). El segundo avión experimental (número de placa 152), equipado por primera vez con motores RD-33K, radar NOYU y un sistema de visualización de información con indicadores de televisión multifuncionales, despegó el 26 de septiembre de 1987. Se utilizó para determinar el rendimiento del vuelo y las características de despegue y aterrizaje con y sin suspensión, las características de estabilidad y controlabilidad con armas de misiles, para ajustar la planta de energía y un nuevo sistema de admisión de aire, sistema de control remoto, pruebas del sistema de combustible, RLPK. , sistema de navegación y sistema electrónico de indicación. El avión nº 152, en términos de equipamiento en su conjunto, ya correspondía al "diseño técnico" del caza MiG-29M aprobado por el cliente. Hasta el 21 de abril de 1992, se habían completado 250 vuelos con este ejemplo.

En el tercer vehículo (lado número 153) continuaron las pruebas de sistemas y aviónica como parte de un único equipo. El primer vuelo de este ejemplar tuvo lugar el 7 de abril de 1989. El 23 de junio del mismo año, el avión, entre otros aviones nuevos, fue mostrado en el aeródromo de Kubinka al Secretario General del Comité Central del PCUS, M.S. Gorbachev. El 15 de abril de 1993, el MiG-29M No. 153 había completado 218 vuelos.

La cuarta copia del MiG-29M (número de cola 154) fue transferida a la MMZ que lleva su nombre. A.I. Mikoyan para el montaje final y equipamiento de KZA en enero de 1990. Fue trasladado al aeródromo el 16 de mayo y el 154 despegó en su primer vuelo el 27 de julio de 1990. El avión se utilizó para determinar las características básicas de rendimiento, probar el equipo de control electrónico y perfeccionar aún más la central eléctrica, así como para estudiar la estabilidad del funcionamiento del motor durante el lanzamiento de misiles. Hasta el 28 de agosto de 1992, se habían completado 169 vuelos con este ejemplo.

El quinto modelo del MiG-29M (número de placa 155) entró en pruebas antes que el cuarto: fue transportado al aeródromo en febrero de 1990 y despegó para su primer vuelo el 13 de marzo de 1990. El avión participó en pruebas para determinar las características de vuelo, estabilidad y controlabilidad, evaluar la ergonomía de la cabina, ajustar el radar (en particular se estudió el modo de mapeo del terreno) y el sistema de armas de misiles guiados con el misil X-31A. . El 7 de febrero de 1992, el MiG-29M No. 155 voló al aeródromo de Machulishchi en Bielorrusia para participar en una exhibición de equipos de aviación organizada para representantes de los departamentos de defensa de los países de la CEI. Hasta el 28 de abril de 1992, se habían realizado 165 vuelos en este avión, después de lo cual el avión no voló durante casi un año: la próxima vez despegó solo el 1 de abril de 1993. Ese mismo año, el MiG-29M No. 155 participó en exposiciones de aviación en Kubinka y Zhukovsky, cerca de Moscú (MAKS-93). Desde febrero de 1994, el avión se encuentra en la base ANPK MIG en GLIT im. V. P. Chkalov en Akhtubinsk. En ese momento tenía 172 vuelos a su nombre.

La última copia del caza MiG-29M hasta la fecha, recibió el número 156, fue lanzada el 2 de julio de 1991 y su vuelo tuvo lugar en el mismo mes. Esta máquina se diferenciaba de los prototipos anteriores por la disposición modificada de la instrumentación de la cabina. En agosto de 1991, el avión fue trasladado a GLIT, donde se realizaron pruebas de SUV y se evaluaron las características de estabilidad y controlabilidad. En 1992, se decidió mostrar el coche en la exposición de aviación de Farnborough. El avión fue modificado para su exhibición en el extranjero en julio de 1992, momento en el que se habían realizado 37 vuelos. El vuelo a Farnborough vía Kaliningrado tuvo lugar los días 1 y 2 de septiembre de 1992. El 14 de septiembre, el 156 regresó al aeródromo LII. La siguiente vez, número 55, el coche despegó el 9 de abril de 1993, ahora en preparación para su exhibición en la exposición de aviación de París en junio de 1993. En septiembre del mismo año, el MiG-29M No. 156 participó en una feria de armas en Nizhny Novgorod. En 1995 y 1997, el avión se exhibió en la exposición terrestre de las exhibiciones aéreas MAKS en Zhukovsky. Actualmente se encuentra en la estación de vuelo de la ANPK "MIG", en el aeródromo LII. Su “récord” hasta el momento incluye sólo 86 vuelos.

Los pilotos que probaron el MiG-29M notaron el muy buen manejo del avión. La velocidad máxima del caza era de 2.500 km/h (M=2,35), cuando volaba cerca del suelo - 1.500 km/h, la velocidad de ascenso a una altitud de 1.000 m - 310 m/s. El techo de servicio alcanzó los 17.000 m, el alcance de vuelo sin tanques externos superó los 2.000 km. y con tres PTB (dos de 1150 ly uno de 1500 l) - 3200 km. El alcance de un avión con PTB era: durante el combate aéreo: 1250 km; con interceptación subsónica - 1440 km; al atacar objetivos terrestres con dos misiles aire-tierra: 1190 km. A pesar del aumento del peso de despegue (normal, con cohetes, 16.800 kg, máximo, 22.300 kg), las características de despegue y aterrizaje prácticamente no se deterioraron: la longitud de despegue fue de 320-500 m, la longitud de despegue fue de 320-500 m utilizando la nueva instalación de paracaídas fue de unos 500 m.

La maniobrabilidad del MiG-29M (sobrecarga de giro constante, velocidad de ascenso, tiempo de aceleración) se mantuvo en un nivel muy alto, mientras que el ángulo de ataque permitido y la sobrecarga durante maniobras inestables aumentaron (hasta 9 con el máximo de combustible). El nuevo caza estaba equipado con un limitador de modo límite, que impedía que el avión alcanzara ángulos de ataque más de lo permitido. Durante las pruebas, el ángulo de ataque máximo se fijó en 30°, pero el diseñador jefe M.R. Waldenberg afirmó que una vez finalizadas las pruebas este ángulo se incrementaría. Al describir el MiG-29M, el diseñador general R.A. Belyakov dijo: “Desde el punto de vista de superar pérdidas y barrenas, este es ahora en general el mejor avión del mundo. El MiG-29 ya ha sido desarrollado al más alto nivel, con el MiG-29M llegamos aún más lejos”.

Según los expertos, el potencial de combate del MiG-29M ha aumentado en comparación con el MiG-29 1,5 veces al resolver misiones aire-aire y 3,4 veces al resolver misiones aire-tierra. Habiendo conservado y desarrollado plenamente las cualidades de su predecesor, el caza de superioridad aérea de primera línea MiG-29, el MiG-29M también puede desempeñar un nuevo papel: un complejo de aviación para destruir eficazmente objetivos terrestres y marítimos. La modernización del diseño, el equipamiento y las armas condujo finalmente a la aparición de un avión prácticamente nuevo: un caza multifunción, que pertenece legítimamente a la nueva generación, llamado "4+".

El MiG-29M pasó con éxito las pruebas de diseño de vuelo y la primera etapa del GSI, y en 1991 el cliente emitió una conclusión preliminar para lanzarlo a la producción en masa. En total, de 1986 a 1994, se realizaron casi 1.200 vuelos en seis MiG-29M, durante los cuales fue posible probar y ajustar la mayoría de los sistemas y equipos del avión, depurar varias versiones del software del SUV y del sistema de visualización. e investigar cuestiones de compatibilidad electromagnética de la aviónica, practicar una serie de elementos de uso de combate, realizar lanzamientos reales de misiles y disparos reales contra objetivos terrestres. Además de seis prototipos de vuelo, ANPK MIG, con la participación de MAPO, construyó otros dos aviones MiG-29M: uno para pruebas de resistencia estática y el segundo para pruebas de resistencia.

Sin embargo, en 1991, se detuvieron las compras de MiG-29 para la Fuerza Aérea Rusa y se redujo significativamente el volumen de asignaciones para la oficina de diseño de cazas de primera línea. Las pruebas estatales del MiG-29M tuvieron que ser interrumpidas y en 1992-1993 los vuelos se detuvieron: los ejemplares nº 151, 152 y 154 no han volado desde 1992, y el nº 153 desde 1993. Todos ellos estaban en estado de larga duración. almacenamiento en la base ANPK MIG en GLITs im. V. P. Chkalov en Akhtubinsk. Desde septiembre de 1993, el avión No. 156 no ha despegado, y desde febrero de 1994, el No. 155. En 1993, también se detuvo la construcción del séptimo prototipo de vuelo del MiG-29M, instalado en MAPO (a diferencia del anterior). (unos, se planeó unificarlo en el diseño de la parte delantera del fuselaje y el tanque de combustible No. 3 con el caza MiG-29K del barco).

Al mismo tiempo, se redujo el trabajo sobre el desarrollo de un caza ligero de primera línea. Estos estudios se llevan a cabo en el OKB desde la segunda mitad de los años 80. En paralelo con las pruebas de los primeros prototipos del MiG-29M. Las principales direcciones para mejorar el avión fueron aumentar el alcance de vuelo, mejorar la maniobrabilidad y ampliar la gama de armas utilizadas. En la primera etapa de modernización (símbolo - MiG-29M1), se planeó alargar el fuselaje del avión debido a un inserto hecho delante del compartimiento del motor, lo que permitiría colocar un tanque adicional No. 4 y aumentar el volumen del tanque número 3. Se suponía que el suministro interno de combustible del caza aumentaría en un 20% y alcanzaría los 7000 litros. En la siguiente etapa (símbolo: MiG-29M2), se planeó equipar el avión con una cola frontal horizontal adicional (FH) y una nueva ala de mayor área con compartimentos de tanque de casi el doble de volumen. En la tercera etapa de modernización (símbolo - MiG-29M3), se planeó utilizar un nuevo sistema de control de armas en el avión, motores más potentes, aumentar la capacidad del tanque No. 2 e instalar un tanque adicional No. 5, como así como introducir un sistema de reabastecimiento de combustible en vuelo. Como resultado, se suponía que la reserva interna de combustible del caza era de más de 8000 litros, un 40% más que la del MiG-29M y un 90% más que la del MiG-29. Como resultado, el caza ligero de primera línea no debería ser inferior en alcance de vuelo (cuando se utilizan tanques de combustible externos) al avión Su-27, significativamente más pesado.

Además de estas opciones, a nivel de propuesta técnica basada en el MiG-29M, se desarrolló un proyecto para el cazabombardero (avión de ataque) MiG-29Sh, que se distinguía por la presencia de potentes medios para aumentar la capacidad de supervivencia en combate. (la masa de tales medios debería haber excedido los 1000 kg), aumentando la masa de la carga de combate a 5000 kg , que, junto con los medios estándar guiados y no guiados MiG-29M para destruir objetivos terrestres, se suponía que incluiría vehículos guiados antitanque. misiles. El peso máximo de despegue del avión debía ser de 25.500 kg; estaba previsto utilizar motores avanzados con un empuje de 9.900 kgf (97,1 kN). También se consideró la posibilidad de crear una versión de entrenamiento de combate del caza MiG-29M, el avión MiG-29UBM. El caza MiG-29ME, también conocido como MiG-33, estaba destinado a la exportación.

Sin embargo, a pesar de la falta de fondos, el equipo de la oficina de diseño logró aprovechar la pausa forzada en las pruebas estatales del MiG-29M para afinar el nuevo RLPK; fue contra él que hubo más quejas en la primera etapa de la prueba estatal. Como resultado, hoy, según la declaración del jefe de diseño A.A. Belosvet, casi todos los problemas técnicos con el sistema de control de armas MiG-29M se han resuelto y, sujeto a la financiación necesaria, es posible completar las pruebas estatales en poco tiempo. . Desde mediados de los 90. También se reanudó la investigación sobre una mayor modernización del MiG-29M. Como antes, el énfasis principal está en mejorar la maniobrabilidad del caza (ahora se considera que uno de los principales medios para ello es el uso de motores con vectorización de empuje controlada) y aumentar el alcance de vuelo. Al mismo tiempo, está previsto introducir en el avión un nuevo sistema de control de armas basado en el radar Zhuk-F con una antena de matriz en fase. El resultado de este trabajo puede ser la aparición de un nuevo caza ligero de primera línea multifunción, al que se hace referencia impresa como MiG-35.

Las principales diferencias de diseño del MiG-29M.

Los aviones MiG-29M están equipados con motores RD-33K, que se distinguen por el uso de un sistema de control automático hidromecánico electrónico digital, cuyos elementos principales son el regulador de bomba hidromecánico NR-85, la boquilla y el regulador de posquemador RSF. -85 y el sistema de control electrónico ESU-21. El empuje del motor en modo máximo es de 5500 kgf (53,9 kN), con postcombustión al máximo: 8800 kgf (86,3 kN). El peso específico del motor es 0,119 kg/kgf (12,1 kg/kN).

La reserva interna de combustible en el avión MiG-29M se incrementó a 5810 litros (4560 kg), en el avión MiG-29K, a 5670 litros (4490 kg). En estas modificaciones también es posible utilizar un tanque ventral con una capacidad de 1500 litros y dos tanques debajo de las alas con una capacidad de 1150 litros. El aumento de la reserva de combustible se logró gracias al uso del nuevo tanque No. 1 con una capacidad de 1710 litros (su capacidad, en comparación con un tanque similar en el avión MiG-29 del tipo “9-13”, es casi duplicado debido al uso de volúmenes en el rebosadero del ala anteriormente ocupados por los canales de las tomas de aire superiores), tanques No. 3A con una capacidad de 530 ly un tanque superior adicional No. 3B con una capacidad de 130 l; Los tanques de combustible No. 2 (840 l) y No. 3 (1800 l) son los mismos que los del avión MiG-29. Además, las consolas de las alas del caza MiG-29M contienen compartimentos de tanques con un volumen aumentado en un 20% (cada capacidad es de 400 litros).

El sistema de control de los aviones MiG-29M y MiG-29K es de vuelo por cable, sin cableado mecánico. El sistema de control analógico integrado KSU-915 de estos vehículos tiene una redundancia cuádruple en el canal longitudinal y tres veces en el transversal y permite implementar el concepto de inestabilidad estática longitudinal de la aeronave.

Los cazas MiG-29M y MiG-29K están equipados con dos MFI monocromáticos en tubos de rayos catódicos. Están montados simétricamente en los lados izquierdo y derecho del panel de instrumentos, entre ellos hay un bloque de paneles de señales luminosas, un panel de control para el HUD modernizado y un panel de pulsadores adicionales. Debajo del MFI izquierdo hay paneles para el sistema de control remoto y armas autopropulsadas, debajo del derecho hay un panel indicador del sistema de medidor de flujo y combustible y unidades de visualización de señales luminosas. Los indicadores de respaldo se concentran en la parte media del panel de instrumentos. Instalado aquí (de arriba a abajo): un indicador de velocidad indicada, un indicador de altitud barométrica, un reloj, instrumentos de navegación y comando de vuelo, un indicador de velocidad vertical, un indicador de radioaltímetro, un tacómetro del motor y dos indicadores de temperatura del gas delante del turbina.

El diseño del panel de instrumentos del caza MiG-29M No. 156 es algo diferente: ambos indicadores multifunción están bajados; encima de ellos, en la parte superior del panel de instrumentos, hay bloques de paneles de señales luminosas, un indicador de ángulo de ataque y fuerza G y un instrumento de control de vuelo (arriba del MFI izquierdo); pantallas de señales luminosas, altímetro barométrico y tacómetro del motor (arriba del MFI derecho). En la parte central del panel de instrumentos se encuentran (de izquierda a derecha): un indicador de velocidad indicada, un indicador adicional de balanceo y cabeceo, un indicador de velocidad vertical, un altímetro barométrico adicional, un instrumento de planificación de navegación, un indicador de radioaltímetro, un panel de control del sistema de navegación, un voltímetro, una válvula de baja presión y un indicador de temperatura del aire en la cabina. En lugar del panel ISTR, este ejemplo utiliza un indicador de reserva de combustible con una escala redonda, montado en un panel vertical a la derecha del segundo MFI.

El avión MiG-29M utiliza el sistema de control de armas SUV-29M. Incluye el sistema de observación por radar RLPK-29UM (NO10, en la versión de exportación - "Zhuk") y el sistema de navegación y observación óptico-electrónico OEPrNK-29M. RLPK-29UM asegura la captura y disparo de cuatro objetivos aéreos simultáneamente.

El sistema de observación por radar RLPK-29UM incluye un radar con antena de ranura plana con escaneo electrónico en elevación y una computadora de la serie Ts101. El número de objetivos aéreos disparados simultáneamente en este complejo se ha aumentado a cuatro. Se han introducido modos para ver la superficie terrestre con resolución baja, media y alta, mapear el terreno, determinar las coordenadas de objetivos terrestres, rastrear objetivos terrestres en movimiento y garantizar vuelos a baja altitud.

El avión MiG-29M utiliza la estación de localización óptica OLS-M, que, además de un telémetro láser y un buscador de dirección térmico más sensible capaz de detectar objetivos aéreos no solo en los hemisferios traseros sino también en los delanteros, incluye un Canal de televisión para detección y reconocimiento de objetivos. El alcance de detección de un objetivo aéreo mediante un radiogoniómetro térmico en el hemisferio trasero es de 35 km, en el hemisferio frontal de 10 km, el alcance de detección de un objetivo tipo caza mediante un canal de televisión es de 10 km, el alcance de reconocimiento es de 6 km , el alcance máximo del telémetro láser es de 8 km. El canal láser OLS-M se puede utilizar para iluminar objetivos terrestres al atacarlos con misiles guiados con un sistema de guía láser semiactivo.

El sistema de control del avión MiG-29M ha sido modificado para el uso de misiles guiados aire-tierra Kh-29T, Kh-31P, Kh-31A y bombas guiadas KAB-500Kr.

En el avión MiG-29M, en lugar del SEI (sistema de visualización unificado), se utiliza el sistema de visualización de información SOI-29, que incluye un HUD más avanzado, un indicador de aviación colimador (CAI), y dos indicadores de haz de electrones multifuncionales monocromáticos (ELI ) con marco de pulsador.

El equipo de radiocomunicaciones está consolidado en el complejo de comunicaciones TKS-2-29.

El equipamiento del complejo de defensa está diseñado para advertir oportunamente al piloto sobre la amenaza de un ataque, informar sobre la dirección de un posible ataque y también para interferir con los sistemas de guía de misiles enemigos. Los aviones MiG-29M utilizan un medio eficaz para detectar la radiación de radar: una estación de reconocimiento electrónico, que proporciona, en particular, la designación de objetivos para los misiles antirradar Kh-31P.

Para crear una interferencia activa con las estaciones de radar terrestres, navales y aéreas, así como con los sistemas de guía para misiles aire-aire y tierra-aire con cabezales de radar, se instala la estación de interferencia electrónica activa Gardenia-1FU.

Para proteger el avión de armas con cabezales térmicos (misiles aire-aire de corto alcance y misiles), el avión MiG-29 está equipado con un sistema de interferencia pasiva que expulsa objetivos térmicos falsos de cartuchos PPI-26 disparados (detonador infrarrojo de calibre 26 mm). Dos unidades BVP-60-26 instaladas en el cuerpo del avión contienen 120 rondas de objetivos térmicos señuelo o reflectores dipolo.

Para resolver los problemas de interceptar objetivos aéreos a distancias medias, realizar combates aéreos cuerpo a cuerpo y atacar objetivos terrestres, los aviones están equipados con misiles guiados (clase aire-aire), misiles no guiados, bombarderos y armas de artillería (armas pequeñas). Además, el MiG-29M está equipado con misiles guiados aire-tierra y armas de bombardero. El armamento de artillería está representado por un soporte de cañón fijo incorporado ubicado en la entrada del ala izquierda. Las armas de misiles y bombarderos están suspendidas mediante soportes de vigas y lanzadores en ocho puntos de suspensión debajo de las consolas de las alas. Además, se puede utilizar un noveno punto de suspensión adicional debajo del fuselaje (para montar una bomba de hasta 500 kg de calibre). El peso máximo de la carga de combate colocada en la eslinga externa es de 4500 kg.

El soporte fijo incorporado TKB-687 (9A4071K) consta de un cañón automático de tiro rápido de aviación de un solo cañón GSh-301 de calibre 30 mm y una caja de municiones que alberga una carga de munición de 150 cartuchos de munición tipo AO-18. . La velocidad máxima de disparo del cañón GSh-301 es de 1500 a 1800 disparos por minuto, la velocidad inicial del proyectil es de 860 m/s.

El armamento de misiles guiados aire-aire del avión MiG-29M incluye dos misiles de alcance medio R-27RE y R-27TE, dos o cuatro misiles de alcance medio R-27R y R-27T, dos, cuatro, seis o ocho misiles de medio alcance RVV-AE y dos, cuatro, seis u ocho misiles de combate aéreo de corto alcance R-73.

Las armas de misiles no guiados constan de 40 u 80 misiles aéreos no guiados (UAR) S-8 de calibre 80 mm, instalados en dos o cuatro bloques B-8M1 de 20 cañones, y dos misiles no guiados S-25 de calibre 266 mm, lanzados desde dispositivos desechables. lanzadores PU-O-25, y 10 o 20 misiles no guiados S-13 de calibre 122 mm, cargados en dos o cuatro unidades B-13L de 5 cañones.

El armamento de los bombarderos incluye bombas aéreas de calibre 250 y 500 kg, tanques incendiarios 3B-500 y municiones de pequeño tamaño (bombas de fragmentación aérea de calibre 2,5 kg y minas de calibre 1 kg) en bloques BKF, que están equipados con contenedores de carga universales de pequeño tamaño KMGU ( KMGU-2), o casetes de bombas desechables como RBK-500 y RBK-250 de diversas modificaciones. Además, los combatientes pueden utilizar bombas de calibre 100 y 50 kg (bombas de fragmentación altamente explosivas OFAB-100-120 y bombas prácticas P-50-75). Los cazas MiG-29M llevan hasta ocho bombas de calibre 250 y 500 kg. También se pueden utilizar dos o cuatro tanques incendiarios de un calibre de 500 kg, tipo ZB-500ShM, ZB-500ASM o ZB-500GD, suspendidos sobre soportes de viga universales BDZ-UMK.

El armamento guiado aire-tierra de los aviones MiG-29M y MiG-29K incluye dos o cuatro misiles guiados de uso general Kh-29T con cabezales teledirigidos, dos, cuatro o seis misiles guiados de uso general Kh-25ML con semi -sistema de guía láser activo, dos, cuatro o seis misiles antirradar Kh-25MP y dos o cuatro misiles antirradar Kh-31P con cabezales de radar pasivos, dos o cuatro bombas ajustables KAB-500Kr con cabezales de guiado por correlación de televisión y dos misiles ajustables S-25L (S-25LD) con un sistema de guía láser semiactivo. El sistema de control de armas del caza MiG-29K proporciona además el uso de dos o cuatro misiles antibuque Kh-31A o Kh-35U con cabezales de radar activos. Los aviones MiG-29SM (SMT) están equipados con dos misiles Kh-29T, Kh-31P, Kh-31A y de dos a cuatro bombas KAB-500Kr.

Para apuntar los misiles Kh-25ML y S-25L al MiG-29M y MiG-29K, el OLS-M opera en el modo de una estación de iluminación láser del objetivo (debido al hecho de que el sensor OLS-M está instalado en el superficie superior del fuselaje delantero, el ataque al objetivo sólo debe realizarse desde una inmersión). La guía de los misiles Kh-29T y las bombas KAB-500Kr es autónoma y no requiere seguimiento del objetivo después de ser capturado por el cabezal de guiado del misil (bomba), mientras que la elección del objetivo para la captura la realiza el piloto de acuerdo con la información recibida. del buscador de misiles (bombas) en la pantalla de televisión de a bordo. El uso de estas armas es posible en condiciones de visibilidad óptica del objetivo durante el día en condiciones climáticas normales. Los principales objetivos de los ataques con misiles Kh-29T son objetivos terrestres fuertes y particularmente fuertes: pistas de aterrizaje de concreto, refugios de concreto reforzado, estructuras industriales, puentes, etc., con bombas KAB-500Kr, objetivos estacionarios de armas combinadas (sistemas de defensa aérea, operativos). instalaciones de misiles tácticos, refugios, pistas de hormigón, puentes, así como barcos con un desplazamiento de hasta 5000 toneladas).

La designación de objetivos de los misiles antirradar Kh-25MP y Kh-31P se realiza mediante equipos de reconocimiento electrónico a bordo; el uso de estos misiles es posible de día y de noche en cualquier condición climática. Se considera que los objetivos principales de los misiles Kh-25MP y Kh-31P son los radares para detectar y apuntar a sistemas de misiles antiaéreos (Hawk, Patriot, etc.), así como otros objetos emisores de radio de acuerdo con la letra de frecuencia. del cabezal de guiado del misil. Los misiles antibuque Kh-31A y Kh-35U también son aptos para todo clima; se lanzan contra objetivos de superficie detectados por el radar a bordo: lanchas rápidas de misiles, destructores, patrulleras, etc. La suspensión de misiles Kh-25MP (ML) en aviones tipo MiG-29 se realiza en lanzadores de aviones APU-68-85, los misiles Kh-29T, Kh-31P (A) y Kh-35U se realizan en AKU-58. dispositivos de expulsión de aviones, bombas ajustables KAB-500Kr - en soportes de vigas BDZ-UMK, instalados en los pilones internos debajo de las alas.

Modificación: MiG-29M
Envergadura, m: 11,36
Longitud de la aeronave con pluma PVD, m: 17,27
Altura de la aeronave, m: 4,73
Área del ala, m2: 38,06
Peso, kilogramos
-aviones equipados vacíos: 11600
-despegue normal: 16680
-despegue máximo: 22300
Combustible, litros
-en tanques internos: 5830
-PTB: 3800
Tipo de motor: 2 x TRDDF RD-33K
Empuje, kN
-en posquemador: 2 x 86,25
-máximo: 2 x 53,90
Velocidad máxima, km/h
-en altitud: 2500 (M=2,35)
-en el suelo: 1500
Alcance práctico, km
-a baja altitud: 900
-a gran altura: 2000
-a gran altura con PTB: 3200
Velocidad máxima de ascenso, m/min: 19200
Techo de servicio: 18000
Máx. sobrecarga operativa: 9
Tripulación, personas: 1
Armamento: un cañón GSh-301 con 150 cartuchos de munición
Carga de combate: 4500 kg en 9 puntos de anclaje externos: hasta dos misiles aire-aire de alcance extendido R-273, hasta cuatro misiles de alcance medio R-27 o hasta ocho R-77, hasta ocho R-73 misiles de corto alcance, hasta seis misiles aire-tierra Kh-29T/L o Kh-25ML, hasta seis misiles antirradar Kh-25MP o cuatro Kh-31P, hasta cuatro misiles antibuque Kh-31A , hasta seis KAB de 500 kg de calibre (el KAB-500KR con sistema de guiado por televisión se puede utilizar de un solo trago); hasta cuatro manzanas de NAR B-13 o B-8.

Descripción técnica del avión MiG-29 (“producto 9-12A”)

El caza MiG-29 es un caza de primera línea monoplaza, bimotor y para todo tipo de clima. El avión está optimizado para ganar superioridad aérea en el área de primera línea y tiene capacidades limitadas para atacar objetivos terrestres con armas aire-tierra no guiadas en condiciones climáticas simples.

Estructuralmente, el avión es un monoplano de diseño integrado con un ala en flecha con raíces desarrolladas con un borde romo y una cola vertical de dos aletas. El fuselaje de soporte crea aproximadamente el 40% de la sustentación. Los motores RD-33 están instalados en góndolas espaciadas ubicadas en la parte trasera del fuselaje. La estructura del avión está hecha principalmente de aluminio, con una menor proporción de titanio, acero, materiales compuestos a base de carbono y núcleos de panal.

El fuselaje tiene un diseño semimonocasco. El conjunto de potencia incluye diez largueros principales, largueros auxiliares, largueros y cuadernas. El fuselaje se divide en cuatro secciones principales: la parte delantera, desde el receptor de presión de aire hasta la cuaderna nº 4; central - desde el cuadro No. 4 al cuadro No. 7; propulsión - entre las cuadernas No. 7 y No. 8 y cola - desde la cuaderna No. 8.

El receptor de presión de aire está montado en una cúpula cónica radiotransparente (hecha de fibra de vidrio) del radar N-091EA. Las placas desestabilizadoras del flujo de aire están instaladas en la varilla de PVD. Los desestabilizadores sirven para formar vórtices. Las unidades de radar están ubicadas en un compartimento situado en el fuselaje, directamente detrás de la antena. Delante de la capota, en la superficie superior del fuselaje, hay sensores del sistema KOLS: un telémetro láser y un cabezal de sistema de radar infrarrojo. En la parte inferior de la sección delantera del fuselaje hay antenas para el transpondedor del sistema de identificación de estado SRO-15LM (L-006) y el radioaltímetro A-037. Un sensor de ángulo de ataque está instalado a los lados del fuselaje delantero. . La cabina presurizada está ubicada entre las cuadernas No. 1 y No. 2. Las guías del asiento eyectable K-36DM están unidas al bastidor No. 2. La posición de la silla K-36DM se puede ajustar en altura dentro de 135 mm. La cabina está cubierta con un dosel transparente. La linterna consta de dos segmentos: una visera fija y un segmento móvil que se abre hacia arriba y hacia atrás. La fijación de la linterna está hecha de una aleación a base de magnesio. El acristalamiento de toda la marquesina está hecho de tres capas, entre las capas de acristalamiento de la marquesina se colocan cables del sistema eléctrico antihielo. Los espacios entre la capota en posición cerrada y la cabina se sellan suministrando aire a una manguera de goma. El segmento móvil de la lámpara tiene tres posiciones fijas: cerrado, completamente abierto y parcialmente abierto. La apertura/cierre de la marquesina en funcionamiento normal se realiza mediante neumática. En el modo de emergencia, el segmento móvil de la capota se restablece automáticamente cuando el piloto activa los detonadores del asiento eyectable o manualmente (la manija de liberación de emergencia está ubicada en el lado de estribor de la cabina). En la parte inferior del larguero nº 2 se fijan el accionamiento hidráulico para retraer/extender el tren de aterrizaje delantero y el propio soporte.

El cañón GSh-301 de calibre 30 mm y la caja de proyectiles se encuentran en la trampilla de raíz del ala izquierda. El equipo del sistema de aire acondicionado se encuentra en el flanco derecho. El revestimiento de la entrada izquierda en la zona de instalación de la pistola está hecho de acero resistente al calor. En la parte delantera de las protuberancias se encuentran carenados radiotransparentes para los transpondedores del sistema de identificación de estado SRO-15LM.

En las superficies superiores de los nódulos de la raíz hay ranuras para las entradas de aire de los modos "despegue y aterrizaje". Las tomas de aire son de tipo pala, regulables, situadas delante de las góndolas del motor. Las tomas de aire están optimizadas para vuelos a altas velocidades transónicas y transónicas y forman cuatro ondas de choque. En la superficie superior de los flaps de la raíz del ala hay tres ranuras de derivación (ubicadas inmediatamente detrás de las tomas de aire superiores auxiliares). Cada una de las tomas de aire superiores tiene cinco aberturas-ranuras, que se abren durante los modos de arranque del motor, rodaje, despegue y aterrizaje. Cuando las tomas de aire auxiliares están abiertas, las principales se cierran con trampillas especiales que evitan que las turbinas aspiren objetos extraños. Las tomas de aire principales se abren después de que el avión acelera en el despegue a una velocidad de 200 km/h y se cierran cuando la velocidad de aterrizaje disminuye a 200 km/h. Las entradas de aire principales también se abren cuando los aceleradores están en “Parada”. La sección transversal de las tomas de aire se modifica mediante dispositivos de control hidráulico ARV-29D. Las tomas de aire tienen tres modos, que se configuran automáticamente según el número de Mach, la altitud de vuelo y la velocidad de escape del motor. En caso de avería del sistema de control de entrada de aire, se ajustan manualmente.

En el compartimento del equipo de a bordo, inmediatamente detrás de la cabina del piloto, está instalada una radiobrújula automática ARK-19; la antena de la radiobrújula está cubierta por un carenado radiotransparente ubicado en la parte superior del fuselaje. El nicho del tren de aterrizaje de morro está ubicado en la parte inferior del fuselaje entre las cuadernas No. 2 y No. 3.

La sección central del fuselaje está ocupada por los principales tanques de combustible. El tanque No. 1 está ubicado entre los bastidores No. 4 y No. 5, el tanque No. 2, entre los bastidores No. 5 y No. 6, el tanque No. 3, entre los bastidores No. 6 y No. 7. El tanque número 2 toma parte de la carga que actúa sobre la estructura del avión. El tanque número 3 está integrado en una estructura de potencia hecha de titanio, a la que se unen los planos de las alas, los bastidores del motor y el tren de aterrizaje principal. El tren de aterrizaje principal se retrae hacia nichos ubicados en las góndolas del motor. Los motores están unidos al bastidor No. 7. Dos tanques de combustible No. 3A están ubicados entre los bastidores No. 7 y No. 7Zh.

Los motores se instalan en un ángulo de 4 grados con respecto al eje longitudinal de la aeronave con un giro en el plano vertical. Entre los motores se encuentran cajas de cambios, equipos del sistema de aceite, generadores eléctricos y un turboarranque. En la parte superior del fuselaje hay entradas de aire para el sistema de refrigeración del generador.

En la parte trasera del fuselaje se encuentran la cola propiamente dicha, los postquemadores del motor, los frenos aerodinámicos y un contenedor de paracaídas de frenado. El último cuadro del fuselaje tiene el número de serie “9”.

Paso a baja altura sobre el aeródromo de Minsk-Mazowiecki de un par de MiG-29 de la Fuerza Aérea Polaca. Debido a la alta inflación, el coste de un MiG-29 del lote "polaco" se ajustó durante el proceso de entrega. En 1989, el precio del caza era de 19,1 millones de zlotys, a principios de 1990 el precio ya había aumentado a 39,6 millones de zlotys (1 zloty equivalía entonces a 9.350 dólares estadounidenses, es decir, Polonia recibió los aviones no en vano, y después de Rusia ¡Aún le debemos esto a Polonia!).

Estabilizador

El estabilizador controlado diferencialmente consta de dos mitades, que están unidas al fuselaje sobre semiejes. El conjunto de potencia de las mitades estabilizadoras consta de un larguero principal, un larguero delantero y 16 nervaduras; el espacio detrás del larguero principal está relleno con relleno alveolar. El cojinete del eje estabilizador está sujeto al bastidor No. 9 del fuselaje, accionamiento hidráulico.

– al cuadro nº 10.

El avión MiG-29 tiene dos aletas con timones, las aletas están inclinadas hacia afuera en un ángulo de 6 grados con respecto a la vertical. El conjunto de potencia de la quilla consta de dos largueros principales, un larguero auxiliar trasero, un larguero delantero y nueve nervaduras; la parte trasera de la quilla está hecha de material compuesto a base de carbono. La aleta está unida al larguero principal del fuselaje. El timón está fijado al larguero auxiliar trasero de la quilla en tres puntos. Estructuralmente, el volante consta de un larguero delantero y una sección trasera rellena de relleno alveolar. Las antenas de los sistemas R-862M, BRL, SO-69, RSBN y SRO están montadas en la parte superior de la quilla, parte inferior está cubierta con paneles radiotransparentes hechos de material dieléctrico. Delante de las quillas hay protuberancias estrechas: horquillas, en las que hay dispositivos automáticos para disparar trampas de infrarrojos. El accionamiento del timón es hidráulico; los accionamientos hidráulicos están situados más cerca de las raíces de las quillas.

Los dos planos de las alas están unidos al fuselaje en cinco puntos. El conjunto de propulsión del avión incluye tres largueros principales, dos largueros delanteros auxiliares, un larguero trasero auxiliar, largueros y 16 nervaduras; la parte trasera del ala está hecha de un material compuesto a base de carbono.

Los pilones debajo de las alas están unidos a los largueros principales. La parte central del avión está ocupada por un depósito de combustible integral. Del larguero auxiliar delantero se cuelga una lama de tres tramos. El desvío de las lamas se realiza mediante seis actuadores hidráulicos (uno para desviar el tramo interior, dos para el tramo medio y tres para el exterior). Los flaps de aterrizaje y los alerones están montados en el larguero auxiliar trasero y se desvían hidráulicamente. El circuito de control de alerones tiene un propulsor irreversible RP-280.

El tren de aterrizaje totalmente retráctil está diseñado para la operación de aeronaves desde pistas de hormigón.

Los soportes del tren de aterrizaje principal están sujetos al marco del fuselaje entre los marcos No. 6 y No. 7. La retirada/liberación de los soportes del tren de aterrizaje se realiza mediante accionamientos hidráulicos. El tren de aterrizaje de morro está sujeto al bastidor No. 3 del fuselaje y se retrae dentro del fuselaje girándolo hacia atrás. En la posición retraída, el tren de aterrizaje no sobresale de los contornos del fuselaje. Los soportes están asegurados con cerraduras tanto en la posición extendida como retraída. Todos los soportes están equipados con amortiguadores de dos cámaras y las ruedas están equipadas con frenos neumáticos. Los soportes principales son de una sola rueda, el delantero es de dos ruedas. El soporte delantero está controlado, durante los modos de despegue/aterrizaje el soporte se puede girar en el rango de +/- 8 grados, durante el rodaje - +/- 31 grados.

Sistema hidráulico

La aeronave cuenta con un sistema hidráulico principal y un sistema hidráulico que asegura el funcionamiento de los propulsores. El sistema hidráulico principal opera las segundas cámaras de los accionamientos hidráulicos de los timones, el estabilizador controlado diferencialmente y los alerones, y también cambia la posición de las cuñas de las tomas de aire ajustables, controla el tren de aterrizaje delantero, retrae/extiende el tren de aterrizaje y el aterrizaje. flaps, slats y frenos de aire. Las primeras cámaras de los accionamientos hidráulicos de las superficies de control reciben alimentación del segundo sistema hidráulico. El funcionamiento de ambos sistemas hidráulicos está garantizado por bombas; la energía necesaria para el funcionamiento de las bombas se toma de los motores del avión. Hay un depósito hidráulico de dos cámaras y dos acumuladores hidráulicos. En caso de avería de los principales, el funcionamiento del sistema está asegurado por una bomba de emergencia. La presión en los sistemas hidráulicos es de 19-22MPa.

Sistema neumático

La aeronave está equipada con sistemas neumáticos principal y de emergencia, así como un sistema neumático para presurizar el compartimento de aviónica y ventilación de la cabina.

El neumostema principal acciona los frenos de las ruedas del tren de aterrizaje, el accionamiento de la parte móvil de la cabina de la cabina, las válvulas del sistema de combustible y el paracaídas de frenado PTK-29. El sistema de emergencia garantiza que el tren de aterrizaje esté extendido y que los frenos de las ruedas funcionen. En la pared izquierda del nicho está montado un cilindro de aire comprimido en el que se retrae el tren de aterrizaje de morro. La presión del aire en el cilindro es de 15 MPa, en el sistema neumático principal: 6,3 MPa.

Sistema de aire acondicionado

El sistema de aire acondicionado optimiza la temperatura y la presión del aire en la cabina del piloto y también asegura la refrigeración de los compartimentos con equipos electrónicos. El aire caliente se toma de los motores, su presión se regula mediante dos reductores y luego el flujo se enfría en radiadores instalados en la parte delantera de los conductos de entrada de aire del motor. Se suministra aire con una presión y temperatura determinadas a la cabina a través de una válvula y parte del aire se suministra al traje anti-g del piloto. La temperatura en la cabina se mantiene entre +15 y +25 grados C. En altitudes de vuelo de hasta 2000 m, la presión en la cabina corresponde a la presión exterior, luego aumenta gradualmente, a una altitud de 12000 m la presión en la cabina es de 31 kPa. Por encima de 12.000 m – se mantiene constante.

sistema de oxigeno

La aeronave tiene sistemas de oxígeno principal y de respaldo. El sistema principal suministra oxígeno al piloto y arranca los motores. Incluye tres cilindros de 4 litros (la presión en los cilindros es de 14,7 MPa), un regulador de presión, válvulas, un dispositivo de ventilación para el casco VUSH, una máscara de oxígeno CP y un panel de control IKZh. Al volar a una altitud de hasta 8000 m, el piloto recibe una mezcla de aire y oxígeno y, encima, oxígeno puro.

El cilindro del sistema de emergencia está conectado al asiento eyectable del K-36DM y está diseñado para suministrar oxígeno al piloto durante 4 minutos. El sistema de emergencia se activa de forma automática o manual, la presión en el sistema es de 17,6 MPa.

Datos técnicos del MiG-29

Longitud con LDPE m 17.320

Longitud sin LDPE. m 14.875

Envergadura, m 11.360

Luz del estabilizador, m 7.780

Área del ala, m2 38.056

Área estabilizadora, m2 7.050

El ángulo de barrido del ala es de 42 grados.

El ángulo de barrido de la raíz del ala es de 73 grados. 30 minutos.

El ángulo de barrido de la quilla es de 47 grados 30 min.

El ángulo de barrido del estabilizador es de 50 grados.

Altura, m 4.730

Base del chasis, m 3.645

Vía del chasis, m 3.100

Colector nasal neumático- KT-100 570x140

Neumática rueda principal KT-150 840x290

Peso, kilogramos

Vacío 10 900

Despegue máximo 16.710

Aterrizaje normal 14 200

Aterrizaje máximo 15760

Velocidad

Máximo al nivel del mar, km/h 1500

Máximo a una altitud de 12.000 m km/h 2450

Número máximo permitido M 2,35

Peso de aterrizaje 12.900 kg. kilómetros por hora 250-260

Longitud de despegue con una masa de 14.300 kg y con el postquemador encendido, m 600

Longitud de carrera con un peso de 12.900 kg. metro

Con paracaídas 750.i

Sin paracaídas 1470

Techo práctico, m 18.000

Alcance de vuelo, km 710-1430

Autonomía de vuelo con tanques de combustible externos, km 2100

Velocidad máxima de ascenso, m/s 325

Motor RD-33

Empuje máximo 50,4 kN

Empuje máximo con postquemador encendido 81 kN

El consumo de combustible. kg/kN·h 78,5

Consumo de combustible en postquemador. kg/kN·h 209

Peso seco, kg 1055

Sistema de combustible

El sistema de combustible está diseñado para utilizar combustible de aviación RT, TS o PL-6. El avión tiene tres principales (N° 1 con una capacidad de 650 litros, N° 2 con una capacidad de 870 litros, N° 3 con una capacidad de 1810 litros) y dos auxiliares (N° 3 con una capacidad de 155 litros cada uno). ) tanques de combustible del fuselaje, así como dos tanques de combustible integrales en las alas con una capacidad de 330 litros cada uno. Se proporciona una suspensión de tanques de combustible desechables adicionales con una capacidad de 1520 litros. El llenado de los depósitos se realiza de forma centralizada a través de la boca de llenado central situada en la pared del nicho del tren de aterrizaje principal izquierdo o individualmente a través de las bocas de llenado de los depósitos de combustible. Los tanques de combustible del fuselaje están presurizados con nitrógeno o aire, lo que garantiza un suministro normal de combustible a los motores cuando se vuela a gran altura. El resto de navegación se determina en 550 litros, se consume en último lugar del tanque N° 2.

Sistema de control

El sistema de control es tradicional, mecánico. Superficies de control: elevadores, estabilizador controlado diferencialmente, alerones, slats, flaps de aterrizaje y aerofreno. Es posible controlar el balanceo desviando simultáneamente los alerones y las mitades del estabilizador (en diferentes direcciones). Los controles son clásicos: manija, pedales, listones, flaps y palancas de liberación de aerofrenos. Todas las superficies de control se desvían mediante actuadores hidráulicos.

El piloto automático SAU-451-03 está incluido en el circuito del sistema de control. El piloto automático amortigua las vibraciones de la aeronave en relación con los tres ejes y mantiene una altitud y una trayectoria de vuelo determinadas. Hay un modo de "pánico", cuando se activa, el piloto automático lleva el avión al horizonte desde cualquier posición espacial. El piloto automático funciona cuando se vuela a una altitud de más de 50-60 m.

El sistema de control de paso incluye propulsores irreversibles RP-260A, ARM-150M, diferencial, dispositivo de carga de resorte ARU-29-2, limitador de ángulo de ataque SOS-3 (hace que la palanca de control avance cuando se excede el ángulo de ataque permitido), varillas , palancas .

El sistema de control de balanceo incluye propulsores RP-280 que controlan los alerones, propulsores estabilizadores RP-260A, un diferencial, propulsores de piloto automático ARM-150K, varillas y palancas.

El sistema de control de rumbo incluye propulsores RP-270, un cargador hidráulico auxiliar (aumenta la carga en la palanca de control cuando se vuela a velocidades superiores a M+0,5), un dispositivo de carga de resorte y propulsores de piloto automático ARM-150K. Amortiguador hidráulico SD-15, varillas y palancas.

En la palanca de control hay un botón de activación del piloto automático, un gatillo de pistola, un botón de reinicio de la eslinga externa, un interruptor de compensación, un interruptor de mira montado en el casco y un botón de reinicio del tanque de combustible ventral. Debajo de estos controles se encuentra la palanca del freno. El botón de control del freno de aire está ubicado en el acelerador. La palanca de control y los pedales son regulables a la altura del piloto.

Sistema de extinción de incendios

El sistema de extinción de incendios está diseñado para combatir incendios de motores y consta de un sistema de alarma y el propio sistema de extinción de incendios. El sistema de alarma utiliza sensores de tipo ionización. En el gargrot se instalan cilindros esféricos con espuma. La mezcla extintora de incendios se puede dirigir a los motores izquierdo o derecho, a las cajas de transmisión. El piloto controla el sistema de extinción de incendios manualmente mediante un interruptor de tres posiciones ubicado en el lado izquierdo de la cabina.

Sistema eléctrico

La red de a bordo se alimenta con una tensión de 28V DC estándar, 36V y 115V 400Hz AC estándar. La alimentación de 28V la proporciona el generador eléctrico GSR-ST-12-40A, el cual es accionado por motores. El sistema eléctrico también incluye dos baterías 15STSS-45B con una capacidad de 80-100Ah cada una. En caso de falla de las fuentes de energía principales, los equipos del sistema de vigilancia y avistamiento, los sistemas de identificación estatal y los equipos de comunicación por radio con tierra se cambian automáticamente a fuentes de respaldo.

Las redes con voltajes de 36V y 115V son alimentadas por un generador GP-21 de 30kVA, que también es accionado por motores. Si el generador falla, cambia automáticamente a fuentes de energía de respaldo para los instrumentos de navegación de vuelo, el sensor de ángulo de ataque izquierdo, dos de los tres elementos calefactores del dosel y el equipo de suspensión externo (si corresponde).

El sistema de iluminación incluye interna (iluminación roja y blanca del panel de instrumentos, señalización luminosa) y externa (luces de navegación aérea, dos luces de aterrizaje FP-81 montadas en las puertas de los nichos del tren de aterrizaje principal y un taxi FR-9. luz montada en el puntal del tren de aterrizaje de morro bajo diferentes ángulos) de iluminación. El panel de fusibles del sistema eléctrico está ubicado en la cabina detrás del asiento eyectable del K-36DM.

Instrumentación

La instrumentación de la cabina se fabrica utilizando instrumentos de esfera tradicionales.

La instrumentación incluye un radioaltímetro de baja altitud A-037 (rango de medición 0-1000 m), un radiorreceptor marcador A-611 (RPM-76) y una radiobrújula ARK-19. El sistema de identificación amigo-enemigo "Password-2D" (G-2D) incluye un interrogador SPZ-1P y un transpondedor SRO-1P; la información del sistema "Password-2D" se muestra en el indicador visual montado en el casco del piloto. El sistema SO-69 le permite recibir información sobre la situación aérea desde un radar terrestre. El sistema E502-20 proporciona guía a la aeronave en modo director basándose en comandos desde tierra; el equipo del sistema está interconectado con un radar a bordo, una mira montada en el casco y un sistema de control de armas. El avión está equipado con un sistema de alerta de radiación electromagnética SRO-15LM "Bereza" (L-006), los datos de Bereza se muestran en el panel de instrumentos y en el indicador visual montado en el casco, además, cuando un radar enemigo está funcionando en un avión, se activa una señal audible. El sistema de navegación incluye equipos RSBN-2, RSBN-4N, RSBN-6N, “Udar-M” y un subsistema de señales aéreas. Es posible programar un vuelo a lo largo de una ruta con una tarea de hasta tres puntos de giro y tres aeródromos de aterrizaje. El vuelo en ruta automático se desactiva cuando el avión desciende durante el aterrizaje a una altitud de 50 m. El sistema de navegación tiene un alcance de 8 km por hora de vuelo.

El equipo de radiocomunicación incluye una estación de radio transceptora R-862, que opera en el rango VHF 100-150 MHz y 220-400 MHz (utilizada para el intercambio de radio con tierra y otras aeronaves), una estación de radio de emergencia R-855UM y un intercomunicador. SPU-9 (utilizado para negociaciones con el personal de servicio en el aeródromo, para enviar señales desde el sistema Bereza, un receptor de radio marcador y una brújula de radio, así como para transmitir información desde el sistema de advertencia por voz P-591B Rita sobre modos peligrosos).

El sistema de control de armas del SUV-29 incluye:

1. Sistema de radar RLPK-29E como parte del radar Doppler N-091EA "Rubin".

2. Complejo optoelectrónico de observación y navegación OEPrNK-29E (S-31) como parte del sistema OEPS-23S (KOLS) con sensor de infrarrojos y telémetro láser, mira montada en el casco NTS-29, indicador en el fondo del parabrisas, computadora digital de a bordo S-100.02-02 y varios otros dispositivos.

El sistema RLPK-29E le permite rastrear simultáneamente hasta diez objetivos aéreos, seleccionar entre ellos el objeto que representa el mayor peligro y generar datos para el lanzamiento de un misil R-27R con un cabezal guiado semiactivo. El sistema de control de fuego funciona en cuatro modos: modo “D” – ataques desde el hemisferio trasero, modo “B” – ataque desde el hemisferio delantero, modo “AVT” – ataque en modo automático, modo “Close Combat” – combate cuerpo a cuerpo maniobrable . El alcance máximo de detección de un objetivo aéreo típico de clase MiG-21 al nivel del mar es de 70 km, el alcance máximo de seguimiento del objetivo es de 60 km. Los rangos de detección y seguimiento varían mucho según los parámetros de vuelo y la superficie de dispersión efectiva del objetivo. Ángulos de escaneo de la antena de radar: +-50 grados. en azimut y +/-18 grados en elevación.

El sistema de localización óptica OEPrNK-29E opera en el rango infrarrojo del espectro y genera los datos necesarios para el uso de misiles guiados con cabezas térmicas y disparos desde un cañón. El sistema de infrarrojos, el telémetro láser y el radar pueden funcionar como un solo complejo o independientemente uno del otro. El rango de detección del sensor del sistema KOLS es ZOgrad. en azimut y 15 grados. en elevación, el alcance máximo de detección de un objetivo térmico contrastante es de 15 km, el alcance máximo de seguimiento es de 12 km con una velocidad angular máxima del objetivo de 30 grados/s. El rango de medición de distancias con un telémetro láser es de 200 ma 6,5 ​​km. El alcance óptimo de disparo de un cañón hacia un objetivo aéreo es de 200 a 800 m, contra un objetivo terrestre, de 800 a 1800 m. Los resultados del ataque son registrados por una fotoametralladora FKP-EU basada en la indicación de la mira montada en el casco a distancias de disparo de hasta 3000 m. La pistola de fotocine utiliza película estándar de 35 m, la velocidad de disparo es de 8 fotogramas por segundo y la longitud de la película es de 30 m.

Los parámetros de vuelo son registrados por el equipo Tester (la famosa "caja negra") en cinta magnética. La capacidad de la cinta le permite grabar información durante 3 horas de vuelo.

El sistema de alerta automática "Pantalla" proporciona información sobre fallas de los sistemas a bordo durante el vuelo mediante el envío de señales luminosas y sonoras.

Motor RD-33

El avión MiG-29 está equipado con dos motores turborreactores RD-33 de derivación (relación de derivación de 0,55) con postquemadores y boquillas ajustables.

El compresor del motor es simétrico con un ventilador de cuatro etapas y un compresor de alta presión de nueve etapas. Las palas de las boquillas están instaladas en dos posiciones: subsónica y supersónica. La toma de fuerza para el funcionamiento de generadores eléctricos, bombas hidráulicas y del sistema de combustible se realiza a través de la caja de cambios KSA. Cada motor tiene un sistema de control y un sistema de aceite independientes, así como un sistema de control de parámetros. Para que funcione cada sistema de aceite, se requieren entre 10,5 y 11,5 litros de aceite IMP-10.

Los motores arrancan desde el turboarrancador GTDE (unidad de potencia auxiliar). El motor derecho arranca primero.

Armamento

El avión está equipado con un cañón automático de un solo cañón GSh-301 (9A4071K) de calibre 30 mm. La velocidad inicial del proyectil es de 860 m/s y la capacidad de munición es de 150 proyectiles. El disparo del cañón se bloquea cuando se colocan tanques de combustible adicionales que se pueden desechar.

La gama de armas suspendidas guiadas aire-aire incluye: lanzador de misiles de alcance medio con cabezal de radar semiactivo R-27R, lanzador de misiles de alcance medio con cabezal de guiado térmico R-27T, lanzador de misiles de corto alcance con guiado térmico cabezal R-73, R-60, R-60M. Los misiles están suspendidos sobre seis pilones debajo de las alas. La suspensión de misiles de la familia R-27 sólo es posible en los pilones nº 3 y nº 2. Los misiles R-60 y R-73 están suspendidos simétricamente. Los misiles se lanzan tanto en parejas como individualmente.

Armas suspendidas aire-tierra (bombas que pesan hasta 500 kg, contenedores KMGU, contenedores de armas UPK-23, NAR U B-16, UB-32, B-8M1, B-13 L, NAR S-24B de 240 mm unidades) están suspendidos a los pilones No. 1, No. 2, No. 3, No. 4. La masa total de armas suspendidas está limitada a 3200 kg.

Los misiles R-27 están suspendidos en los lanzadores de aviones APU-470, los misiles R-60 y R-60M en el APU-62-1DB1, los misiles R-73 en el APU-73-1D. Los misiles S-24 están suspendidos en el APU-73-1D mediante el adaptador BDZ-UMK2B. Todas las demás armas están suspendidas sobre pilones mediante adaptadores BDZ-UMK2B. En los pilones internos No. 1 y No. 2, es posible colgar dos bombas (en cada uno) en un soporte para bombas con bloqueo múltiple MBDZ-U2T1.

Delante de las crestas de las aletas, en la superficie superior del fuselaje se instalan dos bloques BVP-30-26M con 60 reflectores IR PPI-26 y PPR-26 (treinta en cada uno). Disparar trampas y reflectores se realiza presionando un botón ubicado en el acelerador del motor derecho.

Prototipo del caza MiG-29, número de lado: “01” azul. El avión se encuentra actualmente en exhibición en el Museo de la Fuerza Aérea en Monino.

MiG-29 de construcción inicial, “producto 9-12”, con número de cola “28” en azul. El número de cola está inusualmente duplicado en la quilla: en pintura negra y más bajo de lo generalmente aceptado.

India se convirtió en el primer comprador de cazas MiG-29; el 47º escuadrón "Arqueros" fue el primero de la Fuerza Aérea India en recibir cazas MiG-29.

En la primera semana de la Guerra del Golfo, la Fuerza Aérea iraquí perdió unos ocho cazas MiG-29 en combates aéreos con la aviación de fuerzas multinacionales. Los pilotos aliados estaban mejor entrenados que los pilotos de la Fuerza Aérea iraquí, y la aviación internacional, aprovechando la total superioridad cuantitativa y cualitativa, estableció inmediatamente la supremacía aérea absoluta. El número de cola del avión que se muestra en la imagen es 29070.

La Bundesluftwaffe absorbió todos los cazas MiG-29 que estaban en servicio en la Fuerza Aérea NNA de la RDA. El avión, numerado “29+20”, anteriormente tenía un número de cola roja “785”.

Los misiles polacos MiG-29, R-27, R-73 y R-60 están suspendidos debajo del ala.

MiG-29 de la Fuerza Aérea Rumana con insignia de escarapela introducido en la Fuerza Aérea Rumana en 1985.

"Producto 9-13"

MiG-29UB de la Fuerza Aérea Checoslovaca con camuflaje de baja altitud.

MiG-29UB de la Fuerza Aérea Yugoslava con número de cola “302” en blanco. El número de serie "15302" está escrito con pintura negra en la aleta encima de la bandera nacional yugoslava.

Antes de su último vuelo con la identificación de la Fuerza Aérea NNA de la RDA, el caza MiG-29 con número de cola “604” fue pintado de rojo a modo de despedida especial.

La versión de cubierta del MiG-29K estaba equipada con un ala con consolas parcialmente plegables. El avión participó en las pruebas realizadas en el Mar Negro a bordo del crucero pesado Tbilisi.

Del libro Los combatientes de Lavochkin en la Gran Guerra Patria. autor Alekseenko Vasili

Descripción técnica del avión I-301 El caza I-301 era un caza monoplano monoplaza de construcción de madera con un ala baja, un motor M-105P refrigerado por agua y una hélice de tres palas de paso variable VISH-61. del avión era de madera,

Del libro A6M cero autor Ivanov S.V.

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Del libro Cazacarros soviético Hs 129. autor Ivanov S.V.

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Del libro Ju 87 “Stuka” Parte 2 autor Ivanov S.V.

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Descripción técnica del avión Yak-9P El fuselaje consistía en una armadura de acero soldada rodeada por un marco de largueros y shnangouts de duraluminio. El revestimiento del fuselaje estaba hecho de duraluminio y delante de la cabina constaba de seis tapas de escotilla fácilmente extraíbles que proporcionaban acceso.

Del libro La-7 autor Ivanov S.V.

Descripción técnica del avión La-7 El caza La-7 es un avión monoplaza, monomotor, de ala baja, de diseño mixto con un tren de aterrizaje triciclo retráctil con puntal de cola. El fuselaje de sección ovalada es una estructura semimonocasco de madera,

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Descripción técnica del avión F6F-5 “Hellcat” El avión F6F-5 era un avión monoplaza, monomotor de ala central con tren de aterrizaje de tres puntos de diseño clásico, retráctil en vuelo. El avión estaba destinado a operar desde la cubierta de portaaviones. El luchador tenía un todo de metal.

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Descripción técnica del avión Northrop P-61 Los aviones P-61A y P-61B son cazas nocturnos bimotores de 2-3 asientos con un fuselaje de góndola y góndolas de motor que conducen a brazos de cola con colas verticales en los extremos. El tren de aterrizaje es retráctil con un soporte para la nariz.

Del libro Los combatientes italianos Reggiane en la Segunda Guerra Mundial. autor Ivanov S.V.

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Del libro Ar 234 “Blitz” autor Ivanov S.V.

Descripción técnica del avión Re.2005 Reggiane El Re.2005 Sagittario era un caza monoplaza y monomotor, diseñado como un avión voladizo de ala baja totalmente metálico. El fuselaje es monocasco, del mismo diseño que el Re. 2001. La parte corredera de la marquesina que se abría hacia la derecha tenía

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Breve descripción técnica del avión Yak-15 El caza Yak-15 es un avión clásico monomotor de ala baja con tren de aterrizaje retráctil con soporte de cola. El ala es similar a la superficie de apoyo del avión Yak-3 con la Motor VK-107A, pero la parte central del larguero delantero está realizada en

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Descripción técnica del avión Er-2 2M-105 El avión era un monoplano bimotor totalmente metálico de cuatro asientos con ala de gaviota invertida y cola vertical espaciada. La estructura del fuselaje estaba compuesta por 40 cuadernas, 36 largueros continuos y

A principios de los años 70, a las dos oficinas de diseño, Mikoyan y Sukhoi, se les encomendó la tarea de desarrollar dos nuevos cazas prometedores que se diferenciarían entre sí sólo por su peso. La tarea se completó con éxito: la creación de un caza ligero de primera línea terminó con una maniobrabilidad insuperable. MiG-29, y la versión pesada del caza se convirtió en un excelente caza-interceptor de largo alcance.

La historia de la creación del caza MiG 29.

El primer prototipo del MiG 29.

El primer prototipo (en fábrica era el Serie 9) no se parecía en nada a las modificaciones posteriores y despegó en octubre de 1977. El avión fue pilotado por el piloto de pruebas V. Fedotov. El segundo prototipo realizó su primer vuelo a finales de 1979 y se distinguía por un amortiguador trasero acortado y desplazado en el tren de aterrizaje delantero, una unidad de potencia auxiliar y un cañón de un solo cañón GSh-30-1. El chasis delantero desplazado hacia atrás cambió la trayectoria de los objetos extraños que salían de debajo del pilar delantero y ya no entraron en la entrada de aire.

El siguiente prototipo 903 sufrió un accidente aéreo, fue reemplazado por el 908, luego le siguieron varios vehículos de preproducción, sobre los cuales se realizaron una serie de vuelos para probar el comportamiento del vehículo en ángulos de ataque elevados y probar los sistemas de control. Estas pruebas fueron realizadas por el piloto de pruebas V. Menitsky y estos vuelos demostraron la capacidad de volar al borde de lo imposible.

La producción en serie de nuevos cazas ligeros de primera línea comenzó en 1982 y ya en agosto de 1983 se desplegaron los primeros en el aeródromo de Kubinka. La modificación del vehículo bajo la designación estaba destinada a los países del Pacto de Varsovia; se planeó suministrar una versión más simple a otros países.

La variante 29C recibió misiles aire-aire con una cabeza guiada por radar, y la versión de exportación podía rastrear varios objetivos y destruir dos a la vez. El avión de exportación adquirió un sistema de control.

Posteriormente, este avión tuvo muchas modificaciones: era un caza basado en portaaviones que operaba desde un portaaviones, un avión con vectorización de empuje variable y un caza de entrenamiento. MiG-29UB. Se designa la mejor y más reciente versión. MiG-29 SMT. Podría haber más luchadores de primera línea de esta marca si en los años 90 no hubieran dado preferencia, como consideraban los diseñadores, a uno más prometedor. Su-27. Pero aún así, más de mil quinientas modificaciones diferentes recibieron un boleto al cielo.

Descripción del avión MiG 29.

El diseño aerodinámico de la aeronave se realiza según un circuito integrado: es un ala baja, un empenaje de dos aletas separadas, dos motores ubicados paralelos en la parte trasera del fuselaje y espaciados entre sí. La estructura del avión se fabricó mediante un método de unión soldada sin superposición, lo que simplificó enormemente el diseño. Materiales utilizados: acero y aleación de aluminio, titanio y composites.

El ala tiene una mecanización decente: flaps ranurados, listones y alerones desviables, un ángulo de barrido de 42 grados. Las quillas están recubiertas de fibra de carbono y su curvatura es de 60 grados. El estabilizador giratorio tiene una desviación diferenciada.

La capota del piloto tiene forma de lágrima; la capota sin ataduras proporciona una excelente visibilidad en vuelo, durante el aterrizaje y el despegue. La cabina en sí es bastante espaciosa y está equipada con un asiento eyectable K-63.

Está equipado con dos potentes motores turborreactores RD-33, en los que se instalan compresores de baja presión de cuatro etapas, la alta presión se crea mediante un compresor de nueve etapas. Los TRDDF desarrollan un empuje de 81,42 kN. Hasta ahora, la relación empuje-peso no ha sido superada por ningún avión del planeta.

Motor RD-33

Desde el principio, esta máquina tuvo un suministro de combustible insuficiente y, como resultado, una duración de vuelo corta. Las primeras modificaciones del avión sólo tenían tanques en las alas y el fuselaje; el suministro total de combustible era de 4365 litros. Los diseñadores finalmente resolvieron este problema y los modelos 29M y 29SMT ya tenían un mayor suministro de combustible en el interior: el primero, en las protuberancias de las alas en lugar de las tomas de aire, el segundo, encima del fuselaje en un tanque de 900 litros, inmediatamente detrás del piloto. cabina, dándole al avión una apariencia jorobada.

El reducido suministro de combustible quedó más que compensado por un excelente manejo al borde de los ángulos de ataque máximos. Tal maniobrabilidad en el combate aéreo hizo que este caza de primera línea fuera especialmente peligroso; muchos oponentes no pudieron soportar lo que hacían los pilotos en esta máquina en ángulos de ataque extremos y altas sobrecargas. Al mismo tiempo, no tenía sistema de control mecánico y seguía siendo el avión a reacción más maniobrable de la historia de la aviación.

Después de modificar el chasis e instalar tomas de aire para evitar la entrada de objetos extraños a los motores, el vehículo fue operado desde franjas cortas y mal preparadas. Este caza de primera línea tenía un mantenimiento sencillo y sin pretensiones.

Características de vuelo del avión MiG 29:

• La velocidad más alta se encuentra a una altitud de 11 mil. m en ausencia de suspensiones - 2415 km/h.
• La velocidad máxima en tierra es de 1.500 km/h.
• El número de Mach a 11 mil metros no supera los 2,3 M, y al nivel del mar no supera los 1,22 M.
• Con el peso máximo de despegue, la velocidad de despegue es de 220 km/h.
• La velocidad de descenso durante el aterrizaje es de 260 km/h.
• Velocidad de aterrizaje – 235 km/h.
• La distancia recorrida con paracaídas de frenado es de 700 m.
• Velocidad de ascenso: 330 m/seg.
• Las sobrecargas permitidas son 9G con M=0,85 y 7G con M superior a 0,85.
• Techo práctico – 17 mil m.
• La autonomía más larga cuando está completamente cargada es de 2000 km. Al transportar aviones con tres tanques de lanzamiento: 3200 km.

Armamento del caza MiG 29:

• Peso máximo: 3000 kg sobre seis pilones.
• Pistola GSh-30-1.
• Misiles aire-aire R-27, R-73, R-60.
• Armas aire-tierra: bombas FAB-250 y FAB-500.
• Bomba de racimo KMGU-2.
• NURS 57 mm, 130 mm y 240 mm.
• Bomba atómica RN-40.

Datos interesantes de la práctica de volar un caza MiG 29

Acrobacias aéreas MiG 29

Curiosamente, podía despegar con un motor y arrancar el segundo ya en vuelo, lo que ahorraba tiempo al despegar en alerta.

Al realizar la maniobra de acrobacia aérea "campana", cuando el automóvil, después de acelerar, sube verticalmente, parece congelarse allí y luego cae, y al mismo tiempo desaparece de las pantallas del radar, imagine lo que estaba sucediendo en los puntos de seguimiento. .

En el combate aéreo, el piloto tenía una ventaja: un casco de vuelo con mira monocular, que permitía alcanzar el objetivo incluso cuando el morro del avión apuntaba en la otra dirección; en combinación con el uso del R-73. misil, esto fue mortal para el enemigo.

La piel rugosa que cubría el cuerpo del avión creó una capa intermedia que mejoró el rendimiento del vuelo.

Otro hecho interesante, pero amargo. En mayo de 1989, durante su servicio habitual, el capitán Zuev, después de adormecer a sus colegas con un pastel que contenía somníferos, los llevó a Turquía. Para evitar conflictos, las autoridades turcas devolvieron inmediatamente el avión a Rusia y el capitán Zuev, haciéndose pasar por un disidente militar, recibió asilo en Estados Unidos.

Pero sea como fuere, las modificaciones posteriores y su maravillosa continuación aún protegen las fronteras aéreas de nuestra Patria.

Vídeo: despegue vertical de un avión MiG 29

Vídeo: Montando un caza hacia la estratosfera: imágenes panorámicas únicas del MiG-29