Хождение за три маха

Ефим Гордон


История создания самолета МиГ-25

Принятие на вооружение ВВС США в середине пятидесятых годов сверхзвукового бомбардировщика В-58, а также начавшиеся работы над бомбардировщиком В-70, перехватчиком F-12 и разведчиком SR-71 заставили советское руководство искать ответ на эти разработки. Конструкторские бюро В. Мясищева и А. Туполева продолжали разрабатывать проекты сверхзвуковых бомбардировщиков-ракетоносцев с оглядкой на перспективные американские конструкции, а ОКБ А. Микояна было поручено создание скоростного многоцелевого самолета в вариантах разведчика и перехватчика.

Поисковые работы над образом новой машины велись еще с 1958 г., т. е. в процессе проектирования и испытания серии перехватчиков Е-150 и Е-152. База для проектирования была солидной.

Изучен и отработан двигатель Р15Б-300, единственный пригодный для этой цели ТРД.

Правда, более мощные двигатели, такие, как РД16-17, строились и испытывались в Рыбинском КБМ под руководством П. Колесова, но это были единичные экземпляры, предназначенные в основном для тяжелых сверхзвуковых опытных бомбардировщиков. Перспективный мощный двигатель ОКБ JI. Люльки находился лишь в состоянии начального проектирования.

Среди радиолокационных станций для самолета больше всего подходила РЛС «Смерч-А», разработанная для перехватчика Ту-128 конструкторским бюро Ф. Волкова. Она имела бблыпие массу и габариты, чем станция «Орел», предназначенная для обнаружения и уничтожения целей на средних дальностях ракетами К-8, но позволяла обнаруживать цели на дистанции до 100 км с азимутом ±60°. Угол излучения параболической антенны РЛС «Смерч-A» в горизонтальной плоскости почти в два раза превышал аналогичные углы других советских самолетных станций. Существенным недостатком РЛС была ее элементная база (радиолампы), значительно снижавшая надежность.

Наличие в США высотных разведчиков типа U-2 и RB-57, а также проектирование высокоскоростного SR-71 подтолкнули и советский военно-промышленный комплекс заняться аналогичными разработками. Близость основных тактикотехнических требований к перехватчику и разведчику (скорость, соответствующая М = 3, и потолок более 20 000 м) привела к идее их создания на основе единой конструкции высотного высокоскоростного самолета. Принципиальное решение по этому вопросу было принято в 1960 г. А 10 марта 1961 г. генеральный конструктор Артем Микоян издал приказ о начале проектирования новой машины под шифром Е-155 в вариантах разведчика и перехватчика.

В отделе проектов фирмы была создана группа из 12 человек, работу которых возглавлял главный конструктор самолета Н. Матюк. Главным же руководителем и идеологом темы стал первый заместитель генерального конструктора Михаил Гуревич. По словам одного из сотрудников фирмы Валентина Степанова, в группу проектирования Микоян подобрал инженеров «максимально прогрессивных взглядов с нестандартным мышлением, склонных к неожиданным решениям». Под давлением руководителя ОКБ эскизный проект был закончен через полгода, а в 1962 г. уже заседала макетная комиссия по разведчику, опытный экземпляр которого должен был быть построен первым.

Что же касается нестандартных и неожиданных решений, то эти слова точнее всего характеризуют проект, разработанный конструкторами. Самолет представлял собой двухдвигательный высокоплан с двухкилевым хвостовым оперением. Центральную часть фюзеляжа занимал сварной топливный отсек из стали, вмещавший более 10 т горючего. Топливом предполагалось заполнить и металлические баки на концах крыла. Такой значительный запас горючего был необходим для дальних и длительных полетов на большой сверхзвуковой скорости. В носовой части фюзеляжа располагалось радиолокационное и разведывательное оборудование, ближе к хвостовой части – двигатели. К бокам фюзеляжа прилегали регулируемые воздухозаборники с большой площадью сечения прямоугольного отверстия и горизонтальным клином торможения воздушного потока (впоследствии это техническое решение применят на других типах самолетов в СССР и за рубежом). Два двигателя были выбраны в связи с тем, что по расчету самолет получался довольно тяжелым (большая масса топлива, оборудования и конструкции). Для обеспечения нормальной путевой устойчивости площади однокилевого хвостового оперения уже не хватало (иначе оно получалось очень большим), поэтому приняли схему двухкилевого оперения с небольшим развалом плоскостей, впоследствии хорошо себя зарекомендовавшую. Для этой же цели служили и дополнительные вертикальные поверхности на крыле и под фюзеляжем.

Создание нового самолета потребовало включения в работу целого ряда организаций. Кроме традиционных участников, таких, как двигателестроительное ОКБ С. Туманского, ЦАГИ, фирмы, создающие оборудование и вооружение, к процессу проектирования подключили Всесоюзный институт авиационного материаловедения (ВИАМ), в задачу которого входили поиск и разработка новых материалов. При длительных полетах на большой сверхзвуковой скорости ряд элементов конструкции должен был нагреваться до 200-300°С. Необходимо было найти марки сплавов из стали и титана, не терявших прочностные качества при такой температуре и позволявших построить самолет с заданной массой. Потребовалась разработка и новых лакокрасочных материалов, стекла, герметики и резины.

Традиционно строивший МиГи Горьковский авиационный завод также начал подготовку к производству машины. Нужно было освоить новые технологические процессы обработки жаропрочных металлических сплавов, неметаллических соединений, автоматизировать сварку и термообработку крупногабаритных отсеков и агрегатов. Советская авиационная промышленность готовилась преодолеть свой барьер в создании самого скоростного самолета третьего поколения.

Первую опытную машину Е-155Р-1 перевезли из цеха машиностроительного завода «Зенит» (так в прежние годы называлось ОКБ А. Микояна и его производство) на аэродром летно-испытательной станции в Жуковском в декабре 1963 г. На постройку прототипа ушел год. Первый экземпляр самолета представлял собой вариант разведчика без разведывательного оборудования (вместо него для центровки в носовой части установили груз).



Е-155Р-1 – первый прототип МиГ-25


На законцовках крыла крепились два металлических топливных бака общей емкостью 1200 л. Одновременно они выполняли роль противофлаттерных грузов. К задней нижней части крыльевых баков крепились вертикальные плоскости трапециевидной формы, отклоненные на небольшой угол во внешние стороны. Они увеличивали путевую устойчивость и одновременно уменьшали поперечную, то есть давали эффект обратного крыла (установленное на первом и втором прототипах крыло не имело поперечного V. В передней части воздухозаборника Е-155Р-1, как и на последующих прототипах самолета, были предусмотрены узлы для установки переднего горизонтального оперения, которое предназначалось для улучшения балансировки на больших скоростях. К моменту установки на самолет тягу каждого двигателя на форсаже удалось довести до 11200 кгс.

Прототип был окрашен в светло-серый цвет, а передняя часть фюзеляжа – в черный. Черной противоореольной краской покрыли всю поверхность самолета вплоть до фонаря кабины пилота. Необычный четырехзначный номер, выполненный большими цифрами красного цвета, украшал фюзеляж машины перед воздухозаборниками. Число «1155», нанесенное на борту, обозначало порядковый номер прототипа и его шифр (первый самолет изделия Е-155).

Александр Федотов, назначенный шеф-пилотом фирмы после аварии Георгия Мосолова на самолете Е-8, поднял Е-155Р-1 в воздух 6 марта 1964 г. С этого момента начались заводские испытания машины. Второй опытный экземпляр был направлен для статических исследований. На третьем экземпляре, также построенном в варианте разведчика, летчики А. Федотов, П. Остапенко, Б. Орлов, О. Тучков, А. Кравцов, А. Бежевец, И. Лесников и другие выполнили основной цикл испытаний.

Третий прототип Е-155Р-3 (практически параллельно с ним – первый перехватчик Е-155П-1) строили с учетом информации, полученной на начальном этапе испытаний Е-155Р-1. Машина значительно отличалась по конструкции. С законцовок крыла сняли топливные баки с дополнительными плоскостями и вместо них в небольших цилиндрических обтекателях установили противофлатгерные грузы (иногда их называют балансировочными штангами). Крыло установили с отрицательным углом поперечного V, равным -5е . Изменили конструкцию вертикального оперения. Кили увеличили по высоте, но их законцовки имели не прямой, а косой срез (соответственно изменилось и местоположение антенн оборудования в радиопрозрачных частях этих законцовок). Эти изменения повысили путевую устойчивость. Носовую часть фюзеляжа приспособили для размещения разведывательной аппаратуры, которую установили в процессе испытаний. На третьем прототипе под фюзеляжем установили подвесной бак большого размера, длина которого превышала половину длины самолета. Его емкость составляла 5300 л. Такой огромный подвесной резервуар с топливом в практике советского самолетостроения применялся впервые.

Первый опытный перехватчик (а фактически четвертый прототип самолета) Е-155П-1 был подготовлен к испытаниям летом 1964 г. и поднят в воздух Петром Остапенко 9 сентября. По конструкции он был аналогичен Е-155Р-3, но имел измененную носовую часть фюзеляжа, под радиопрозрачным конусом которой должна была располагаться аппаратура и антенна РЛС «Смерч-А». Под консолями крыла на двух внешних пилонах (внутренние на этом экземпляре первоначально не устанавливались) крепились макеты ракет Р-40 красного цвета, а под носовой частью располагалась небольшая антенна телеметрической системы. Второй и третий экземпляры перехватчика не отличались от первого, но антенну телеметрической системы перенесли под центральную часть фюзеляжа.

Вариант РЛС «Смерч-A» для самолета Е-155 имел ряд конструктивных отличий от варианта станции РП-С (расшифровывается как радиоприцел «Смерч») для Ту-128. В дальнейшем после внедрения нового перехватчика в серийное производство станция получит обозначение РП-25 (радиоприцел для самолета МиГ-25). Всего же для испытаний построили 11 перехватчиков, четыре разведчика и один планер без силовой установки.

Через год после полета Е-155Р-1 в ФАИ поступили документы об установлении в Советском Союзе летчиком А. Федотовым 16 марта 1965 г. мировых авиационных рекордов скорости полета с грузом 1 и 2 т. Самолет зарегистрировали под названием Е-266, а двигатели – Р-266. Указанная тяга каждого из двух двигателей (10 ООО ктс) не могла уже смутить западных специалистов, так как в зарегистрированных тремя-четырьмя годами ранее рекордах самолета Е-166 (на самом деле это был специально подготовленный опытный тяжелый перехватчик Е-152) уже фигурировал двигатель Р-166 с такой же тягой. Однако сама достигнутая средняя скорость 2319,12 км/ч на замкнутом маршруте в 1000 км косвенно говорила о возможностях новой машины. Было ясно, что речь вдет о самолете ОКБ А. Микояна и двигателях ОКБ С. Туманского. Сомнения западных экспертов рассеялись после авиационного парада в Домодедове 9 июля 1967 г. До этого дня ни фотографии, ни другие сообщения о новом МиГе в печати не появлялись. На празднике показали третий экземпляр разведчика (Е-155Р-3) и три опытных перехватчика. Аэродинамические формы самолета недвусмысленно говорили о его возможностях. В связи с тем что пилоты ОКБ А. Микояна демонстрировали более новые и экспериментальные типы истребителей, пилотировали четверку Е-155 летчики-испытатели Г. Вахмистров, Г. Горовой, И. Лесников и В. Петров, проводившие в этот период испытания машины в Государственном научно-испытательном краснознаменном институте (ГНИКИ) ВВС. К нижней части фюзеляжа перехватчиков между гондолами двигателей плотно прилегали обтекаемые контейнеры с контрольно-записывающей аппаратурой. Незадолго до праздничного парада разбилась одна из опытных машин, и на генеральной репетиции вместо нее в строю летал серийный МиГ-21Ф-13. В спешном порядке из Горького прислали еще один перехватчик, и в итоге показ прошел удачно.

На Западе самолету присвоили кодовое название «Foxbat» («Хитрая лиса») и по инерции стали именовать МиГ-23. Лишь через год появилось истинное название в западной прессе – МиГ-25.

Испытания шли тем временем полным ходом. Для увеличения путевой устойчивости перехватчика с подвешенными ракетами на законцовках крыла пришлось установить так называемые «ласты» – вертикальные поверхности треугольной формы, имевшие единую конструкцию с обтекателями противофлатгерных грузов. Возможности опытных машин, выявленные при испытаниях, позволяли установить еще ряд мировых рекордов. Через три месяца после сенсационного парада, 5 октября 1967 г. летчик-испытатель фирмы М. Комаров на замкнутом маршруте в 500 км достиг средней скорости 2981,5 км/ч. В этот же день А. Федотов поднял груз в 1 т на высоту 29 977 м. Поистине выдающиеся рекорды самолета Е-266 (на самом деле это были проходившие испытания опытные экземпляры разведчика и перехватчика) позволили на Западе более точно оценить характеристики нового МиГа.



Первый перехватчик Е-155П-1


В 1969 г. завершились государственные испытания самолета в варианте разведчика, и его запустили в серию под названием МиГ-25Р. Через год на том же Горьковском авиазаводе начали производство перехватчика под обозначением МиГ-25П.

Несмотря на начало строительства серийных машин продолжались испытания опытных экземпляров. Существенной доработке подверглось хвостовое оперение. Для улучшения путевой устойчивости и управляемости увеличили площадь килей, изменив их форму и конструкцию. Установили дифференциально управляемый стабилизатор, изменили форму подфюзеляжных гребней. Доработки позволили увеличить приборную скорость до 1300 км/ч. В серию их внедрили настолько быстро, что МиГ-25 в первоначальном варианте выпустили в очень небольшом количестве. Часть опытных перехватчиков передали в авиационные полки ПВО для скорейшего освоения новой техники. Начался новый этап в биографии самолета – этап производства и эксплуатации.

Летные исследования на прототипах продолжались довольно долго и после принятия машины на вооружение. Так, в 1973 г. удалось установить целый ряд новых мировых авиационных рекордов скорости, высоты полета и скороподъемности. 8 апреля А. Федотов пролетел 100-километровый замкнутый маршрут со средней скоростью 2605,1 км/ч. Более низкая скорость по сравнению с 1000-километровым маршрутом объясняется тем, что на короткой замкнутой дистанции высокую скорость выдержать сложнее. 4 июня Б. Орлов набрал высоту 20 ООО м за 2 мин 49,8 с. В этот же день П. Остапенко на том же опытном облегченном перехватчике достиг высоты 25 ООО м за 3 мин 12,6 с, а 30 000 м – за 4 мин 3,86 с. Подготовленную для рекордов машину использовали и для достижения нового динамического потолка. 25 июля А. Федотов в двух полетах достиг феноменальных высот. С грузом 1 т удалось подняться на 35 230 м, что на 5253 м превышало его собственный рекорд шестилетней давности, а без груза была зафиксирована высота 36 240 м (абсолютный мировой рекорд). До последнего времени не сообщалось, на каких прототипах устанавливались конкретные рекорды, но известно, что это были облегченные первые машины (Е-155Р-1, Е-155Р-3, Е-155П-1).

С 1971 г. Горьковский авиазавод приступил к выпуску перехватчиков МиГ-25П (изделие «84»). Конструкция первых серийных машин была аналогична опытным. Самолеты установочной партии (их построили в небольшом количестве) имели вертикальное оперение и подфюзеляжные гребни старой конструкции, а на законцовках крыла были установлены балансировочные штанги с так называемыми «ластами» – дополнительными вертикальными плоскостями треугольной формы для улучшения путевой устойчивости. В процессе производства на МиГ-25 установили кили увеличенной площади с одновременным изменением конструкции подфюзеляжных гребней. Это позволило отказаться от «ласт» на законцовках крыла.

Силовая установка первых серийных перехватчиков состояла из двух двигателей Р15Б-300, на самолеты более поздних выпусков ставились более экономичные двигатели Р15БД-300, отличавшиеся также конструкцией коробки приводов.

В качестве основного элемента бортового комплекса вооружения на первых перехватчиках использовалась радиолокационная станция «Смерч-A» (РП-25, или изделие «720»), которая обеспечивала поиск и обнаружение цели либо самостоятельно (в автономном режиме), либо по целеуказанию с земли. Далее захват цели, ее сопровождение, выведение самолета в зону пуска ракет и выдача целеуказаний головкам самонаведения производились в автоматическом режиме. На самолеты МиГ-25П более поздних выпусков устанавливалась модернизированная РЛС «Смерч-А2» (изделие «720М»).

В качестве бортового оружия использовались четыре ракеты Р-40 (изделие «46»): две – типа Р-40Р («46Р») с полуакгивной радиолокационной головкой и две – типа Р-40Т («46Т») с инфракрасной (тепловой) головкой самонаведения на заключительном участке полета. Ракеты разного типа подвешивались попарно на пусковых устройствах под каждой консолью крыла.

Миг-25П был оборудован системой «Полет-1 И», позволявшей в значительной степени автоматизировать полет. Система имела связи с бортовой РЛС и аппаратурой наведения. Благодаря этому выведение самолета в район цели могло производиться в двух режимах: автоматическом и полуавтоматическом. Автономно обеспечивались режимы набора высоты и заданной скорости, стабилизированного полета на высоте и скорости, стабилизации углов курса, тангажа и крена, приведения к горизонту. Автоматически ограничивались перегрузка и угол атаки.

Конструктивно перехватчики МиГ-25П отличались от разведчиков носовой частью фюзеляжа с большим радиопрозрачным конусом – обтекателем РЛС оживальной формы и крылом с переменной стреловидностью по передней кромке и несколько большего размаха. На машины первых серий устанавливалось катапультное кресло КМ-1, на самолеты более поздних выпусков – КМ-1М, позволявшее в аварийных ситуациях покидать перехватчик в широком диапазоне высот и скоростей. В отличие от разведчиков на перехватчиках подвесной бак не устанавливался.

После угона летчиком В. Беленко перехватчика МиГ-25П в Японию и досконального изучения самолета спецслужбами США авиация ПВО Советского Союза оказалась в сложном положении. Для сохранения боеспособности перехватчиков, составляющих вместе с Су-15 основу самолетного парка ПВО, необходимо было срочно доработать выпускавшиеся серийно и построенные ранее машины под новую бортовую систему вооружения. Правительственное постановление по этому вопросу вышло 4 ноября 1976 г. В кратчайший срок удалось найти техническое решение и для его выполнения мобилизовать заводы авиационной, радиотехнической и других отраслей оборонной промышленности. Новую систему вооружения подготовили на базе более совершенной РЛС «Сапфир-25» (С-25), разработанной в КБ Ю. Кирпичева. Станция позволяла обнаруживать цели с эффективной отражающей поверхностью более 16 м2 на дальности более 100 км и имела повышенные возможности их обнаружения на фоне земли. Увеличилась и дистанция пуска ракет. Ракеты Р-40 также доработали под новую систему. После модернизации они получили обозначение Р-40РД и Р-40ТД.

В 1978 г. закончили испытания нескольких опытных образцов перехватчика с новой системой вооружения, и с этого же года Горьковский авиазавод начал их серийное производство под обозначением МиГ-25ПД (изделие «84Д»). Индекс «ПД» в названии самолета расшифровывается как «перехватчик доработанный». Состав вооружения нового истребителя дополнили ракетами ближнего боя Р-60 (Р-60М), которые в количестве четырех штук (по две с каждого борта) могли подвешиваться вместо ракет Р-40ТД на внешних пилонах, оборудованных спаренными пусковыми устройствами. На серийные машины под носовой частью фюзеляжа установили теплопеленгатор типа 26Ш-1.

В 1979 г. Государственная комиссия подписала акт о завершении летных испытаний МиГ-25ПД. Нормальная взлетная масса самолета составляла 34920 кг, максимальная – 36 720 кг. В отличие от ранее выпущенных перехватчиков МиГ-25П на доработанные мог устанавливаться подвесной сбрасываемый топливный бак емкостью 5300 л. Дальность полета на сверхзвуковой скорости (М = 2,35) без подвесного бака с четырьмя ракетами Р-40 достигала 1250 км, на дозвуковой скорости – 1730 км. С подвесным баком дальность увеличилась до 2400 км. Без бака высоту 19 ООО м самолет набирал за 6,6 мин, практический потолок поднялся до 20 700 м.

Конструктивно перехватчики МиГ-25ПД отличались удлиненной носовой частью фюзеляжа с измененным раскроем обшивки и другим местоположением люков для подступа к блокам РЛС. На доработанных перехватчиках устанавливались двигатели Р15БД-300.

Серийный выпуск самолетов МиГ-25ПД продолжался вплоть до полного перевода Горьковского авиазавода на производство перехватчиков МиГ-31.

В 1979 г. началось переоборудование находившихся на вооружении авиационных частей ПВО перехватчиков МиГ-25П по аналогии с серийными самолетами МиГ-25ПД. Для этого переоборудовали несколько авиаремонтных заводов Министерства обороны, расширили и обучили их технический персонал. Самолеты перегонялись из авиаполков и их дорабатывали под новое оборудование. РЛС «Смерч-A» («Смерч-А2») меняли на «Сапфир-25», удлиняли носовую часть фюзеляжа, устанавливали теплопеленгатор и при необходимости – новые двигатели Р15БД-300. Все комплектующие изделия с предприятий оборонной промышленности поступали на горьковский авиазавод, который, в свою очередь, вместе со своими узлами и деталями поставлял их на ремонтные заводы. Перехватчики, доработанные таким образом под станцию «Сапфир-25», получили новое обозначение МиГ-25ПДС («ПДС» означает «перехватчик, доработанный в строю»). Они практически ничем не отличались от серийных МиГ-25ПД, но подвесной топливный бак под фюзеляжем не устанавливался.

Переоборудование самолетов на новую систему вооружения закончилось в 1982 г. Таким образом, к началу 80-х годов удалось не только восстановить, но и повысить боевые возможности перехватчиков типа МиГ-25.

Первые серийные разведчики, запущенные в производство на Горьковском авиазаводе в 1969 г., получили обозначение МиГ-25Р (изделие «02»). Основное разведывательное оборудование состояло из пяти фотокамер: четырех фотоаппаратов А-70М для общей разведки и одного фотоаппарата А-Е/10 для топографической разведки. Съемка производилась через пять оптических люков, расположенных в нижней носовой части фюзеляжа. В килях разведчиков размещались дополнительные топливные баки для увеличения дальности полета. Первые машины также оснащались катапультными креслами КМ-1, которые в процессе серийного производства заменили на КМ-1М. На самолеты МйГ-25Р до № 020СТ03 устанавливалась законцовка крыла вместо балансировочной штанги. Позднее все разведчики были дооборудованы под бомбовое вооружение и ничем не отличались от самолетов МиГ-25РБ.

С 1970 г. Горьковский авиазавод перешел на выпуск ударно-разведывательной модификации МиГ-25РБ (изделие «02Б»). Индекс «РБ» расшифровывался как «разведчик-бомбардировщик». Самолет комплектовался фотоаппаратурой по типу МиГ-25Р: четырьмя фотоаппаратами А-70М и одним А-Е/10. Предусматривалась и другая комплектация фотоаппаратуры с применением двух фотокамер А-72 для детальной разведки с узкой полосой съемки. На самолете устанавливалась станция общей радиотехнической разведки СРС-4А.

МиГ-25РБ стал первым из серии ударных разведчиков, приспособленных для бомбометания. Максимальная бомбовая нагрузка составляла 4000 кг. На четырех балочных держателях МБД 3-У2 с замками ДЗУ-1 (два – под фюзеляжем и по одному – под консолями крыла) могли подвешиваться бомбы в следующих вариантах: 4 – 8 осветительных бомб ФОТАБ-100-80; 8 бомб ФАБ-500М-62 или ФАБ-500М-62Т. Позднее в процессе серийного производства запас максимальной бомбовой нагрузки был увеличен до 5000 кг. В тех же четырех точках могли подвешиваться 10 бомб ФАБ-500М-62 (шесть – под фюзеляжем и четыре – под крылом с использованием тандемной подвески). Однако в процессе эксплуатации разведчика выяснилось, что такая загрузка является чрезмерной: машина резко теряла в высотности и скорости из-за возросшей массы и лобового сопротивления. На дозвуковых скоростях сильно нагружалось крыло, а на скоростях М > 0,9 большое напряжение испытывали панели воздухозаборников. Для сохранения высотности и уменьшения напряжения конструкции увеличили площадь верхней панели воздухозаборника. В процессе производства самолета отказались также от баков с горючим в килях, и во второй половине 70-х годов топливная система строившихся разведчиков состояла лишь из фюзеляжных и крьгльевых баков.

Подвеска топливного дополнительного бака ёмкостью 5300 л под фюзеляжем также резко снижала летные характеристики самолета. Бак мог сбрасываться в полете, но сброс обычно не применяли. При использовании подвесного бака вооружение не устанавливали.

Для прицельного бомбометания и автоматического сброса бомб по заданным координатам на МиГ-25РБ и всех последующих его модификациях использовалась навигационная система «Пеленг-Д» или «Пеленг-ДР», в состав которой ввели высокоточное инерциально-навигационное оборудование. Для повышения точности бомбометания впоследствии на самолеты устанавливалась модернизированная система «Пеленг-ДМ».


МиГ-25РБВ


МиГ-25РБС


МиГ-25РБ выпускался в течение двух лет, а с 1972 г. на его базе начали строить модификации с более совершенным оборудованием. Эту первую модель ударного разведчика удалось испытать в боевых условиях арабо-израильского конфликта. В 1971 г. четыре машины в разобранном виде транспортным самолетом Ан-22 «Антей» доставили в Египет, где их собрали, и с октября по март 1972 г. шесть советских пилотов (три военных летчика из строевых частей, два летчика- испытателя из ГНИКИ ВВС и один из МАП) провели ряд успешных рейдов над территорией, занятой Израилем.

С 1972 по 1980 г. серийно выпускалась ударноразведывательная модификация МиГ-25РБК (изделие «02К»). Основное назначение – радиоэлектронная разведка с помощью аппаратуры «Куб-ЗМ». При этом часть фотокамер снималась, а оптические люки закрывались металлической обшивкой. Вооружение такое же, как на «РБ». С 1981 г. на самолеты МиГ-25РБК путем доработки стали устанавливать более совершенное разведывательное оборудование.

В 1972 г. почти одновременно с МиГ-25РБК была запущена в серию другая модификация – МиГ-25РБС (изделие «02С»). Основную разведывательную функцию выполняла радиолокационная станция бокового обзора «Сабля», выполненная в виде моноблдка.

Проектирование этой модели началось в 1965 г. и велось почти 7 лет. Конструктивно самолет отличался большими панелями из радиопрозрачного материала по бокам носовой части фюзеляжа. Размеры носового радиопрозрачного конуса уменьшились, соответственно изменился и раскрой обшивки переднего отсека фюзеляжа. Бомбардировочное вооружение и оборудование не отличалось от установленного на МиГ-25РБ.

Выпуск МиГ-25РБС закончился В 1977 г. Впоследствии часть самолетов доработали под новое разведывательное оборудование.

С 1978 г. на серийные ударные разведчики МиГ-25РБ вместо станций СРС-4А и СРС-4Б стали устанавливать усовершенствованную станцию СРС-9. Все три станции имели и другое обозначение – «Вираж». Для отличия от модификаций МиГ-25РБК и МиГ-25РБС самолеты, использующие станцию СРС-9, стали называть МиГ-25РБВ.

Самолеты МиГ-25РБ (РБВ), оборудованные для фоторазведки ночью и в сумерках, обозначались как МиГ-25РБН. Это был третий вариант комплектации фоторазведчика (первые два даны в описании модели МиГ-26Р). В качестве ночных фотокамер использовались аппараты НА-75. На самолетах устанавливалась станция радиотехнической разведки «Вираж».

С 1978 г. Горьковский авиазавод стал выпускать еще одну модификацию – МиГ-25РБТ (изделие «02Т»). Она отличалась от базовой модели лишь тем, что станцию общей радиотехнической разведки «Вираж» заменили на станцию «Тангаж» того же назначения. Внешних отличий практически не было.

С 1981 г. часть ранее выпущенных ударных разведчиков МиГ-25РБС доработали под новое оборудование. Вместо РЛС бокового обзора «Сабля», показавшей себя очень ненадежной в эксплуатации, установили аналогичную по назначению РЛС «Шар». Самолеты получили новое обозначение МиГ-25РБШ (изделие «02Ш»).

С 1981 г. переоборудованию подвергались и самолеты МиГ-25РБК. Станцию радиоэлектронной, разведки «Куб-ЗМ» заменили на более современную. Доработанные самолеты назывались МиГ-25РБФ (изделие «02Ф»). Внешне от МиГ-25РБК они отличались дополнительными радиопрозрачными лючками по бокам нижней носовой части фюзеляжа.

Одновременно с подготовкой варианта перехватчика для продажи дружественным странам разработали экспортную модель ударного разведчика. По сообщениям печати, самолетов типа МиГ-25РБ для ВВС Алжира передано более 30 экземпляров, Ирака – 8, Ливии – 5, Сирии – 8 и Индии – 6 экземпляров. Три-четыре (по разным источникам) разведчика приобрела и Болгария, но затем из-за сложностей с запасными частями (но скорее всего из-за отсутствия потребности в самолетах подобного типа) обменяла их на истребители-бомбардировщики МиГ-23БН.


Схема самолета МИГ-25 РБВ


Ударные разведчики применялись Ираком в войне против Ирана для бомбардировки нефтяных терминалов с больших высот и со сверхзвуковой скоростью. По сообщениям печати, несколько машин было потеряно в результате аварий или неграмотного тактического использования.

Для прорыва противовоздушной обороны противника путем подавления работающих РЛС в 1976 г. на базе разведчиков-бомбардировщиков был создан самолет МиГ-25БМ (изделие «02М»). Б носовом отсеке фюзеляжа вместо аппаратуры установили комплекс средств радиоэлектронной борьбы. Под консолями крыла на четырех пилонах подвешивались управляемые противорадиолокационные ракеты Х-58У (попарно с каждого борта) с дальностью пуска более 40 км. На МиГ-25БМ вместо ракет могло устанавливаться и обычное бомбовое вооружение. Самолет оборудован новым прицельным комплексом «Ягуар». Внешне от разведчиков-бомбардировщиков он отличался окрашенной в темно-серый или грязно-зеленый цвет носовой частью фюзеляжа с измененным раскроем обшивки, радиопрозрачными панелями и обтекателями антенн спецоборудования, установкой разнотипных пилонов на крыле.

МиГ-25БМ строился в Горьком с 1982 по 1985 г.

Для обучения летчиков пилотированию самолета МиГ-25 во второй половине 60-х годов был создан и прошел летные испытания двухместный учебно-тренировочный вариант машины. Прототип был построен на базе перехватчика, так как прежде всего в «спарке» нуждалась авиация ПВО. Всю носовую часть самолета до первого шпангоута переделали с целью размещения кабины инструктора. Такую компоновку кабин ранее использовали на учебнотренировочных самолетах Як-28У и Ту-128УТ. Самолет имел двойное управление и переговорное устройство для экипажа. После прохождения государственных испытаний «спарку» запустили в серийное производство на Горьковском авиазаводе в 1969 г. Она обозначалась как МиГ-25ПУ (изделие «22») и имела оборудование кабин по типу перехватчика. Крыло с переменной стреловидностью по передней кромке таЈже было взято с МиГ-25П. На четырех подкрыльевых пилонах могли подвешиваться имитаторы ракет Р-40. В связи с отсутствием РЛС кабины также оборудовали аппаратурой имитации.

В 1977 г. один из самолетов МиГ-25ПУ специально подготовили для установления женских мировых рекордов. 31 августа летчица Светлана Савицкая достигла высоты полета 21209,9 м, а 21 октября на замкнутом маршруте в 500 км – средней скорости 2466,31 км/ч. 12 апреля 1978 г. она же 1000-километровый замкнутый маршрут пролетела со средней скоростью 2333 км/ч. Для регистрации рекордов в ФАИ самолет обозначили как Е-133.

Экспортная модель МиГ-25ПУ специально не разрабатывалась, но два самолета были поставлены в Индию.

В связи с развертыванием серийного производства разведывательно-бомбардировочных модификаций самолета МиГ-25 появилась необходимость в учебно-тренировочной машине, оборудованной имитаторами разведывательной аппаратуры. Опытная «спарка» на базе МиГ-25Р прошла летные испытания в начале 70-х годов и с 1972 г. выпускалась серийно Горьковским авиазаводом под названием МиГ-25РУ (изделие «39»). От МиГ-25ПУ она отличалась лишь крылом с постоянной стреловидностью по передней кромке и специальным оборудованием.


МиГ-25РУ


В начале 70-х годов в ОКБ А. Микояна началась разработка проекта двухместного перехватчика на базе МиГ-25 под РЛС «Заслон», новую силовую установку, состоящую из двух двухконтурных двигателей Д-30Ф-6 и ракеты «воздух-воздух» большой дальности. Новая система вооружения позволяла значительно расширить боевые возможности перехватчика, особенно по борьбе с маловысотными целями.

Первый прототип, получивший обозначение МиГ-25МП (Е-155МП, или изделие «83») был подготовлен к испытаниям летом 1975 г. По компоновке он лишь в общих чертах напоминал базовый самолет. С МиГ-25 было взято лишь крыло. Шеф-пилот фирмы Александр Федотов поднял машину в воздух 16 сентября. Однако в дальнейшем конструкцию перехватчика значительно доработали, и он получил новое наименование МиГ-31.

По мнению многих авиационных специалистов в России, МиГ-25 оказал определенное влияние и на западную авиационную технологию. Элементы аэродинамики и компоновки самолета нетрудно увидеть на некоторых американских и европейских истребителях. Он стал одним из этапных самолетов, значительно продвинувшим вперед советское самолетостроение. И хотя, если судить по количеству выпущенных машин, МиГ-25 не стал массовым, то, во всяком случае, он полностью выполнил (и еще выполняет) возложенные на него задачи. Группа ведущих его создателей была отмечена государственными наградами. Шесть человек стали лауреатами Ленинской премии (в условиях Советского Союза это было большое денежное вознаграждение): генеральный конструктор Р. Беляков, главный конструктор самолета Н. Матюк, директор Горьковского авиазавода И. Силаев (ставший потом министром авиапромышленности, а затем премьер-министром России), главный конструктор двигателя Ф. Шухов, главный конструктор радиолокатора Ф. Волков и заместитель министра А. Минаев, возглавлявший группу специалистов в Египте.


EI55P-I


Е-155 Р3


МиГ-25П


МиГ-25ПД


МиГ-25 РБВ


МиГ-25РБС


МиГ-25БМ


МиГ-25РУ


Конструкция самолета

Самолет МиГ-25 представляет собой двухдвигательный моноплан с верхним расположением трапециевидного крыла, боковыми воздухозаборниками, двумя килями вертикального оперения и управляемым стабилизатором. Фюзеляж, основную часть которого занимает отсек топливных баков сварной конструкции из высокопрочных нержавеющих сталей, выполнен без эксплуатационных разъемов. Носовая часть и кабина летчика сделаны из алюминиевых сплавов. Самолет выпускался в различных вариантах, имевших, за исключением носовой части, общую конструкцию. Основные использованные материалы – сталь (около 80%), алюминиевые сплавы (11%), титановые сплавы (8%) и другие (1%).

Фюзеляж. Фюзеляж самолета МиГ-25 представляет собой единый цельнометаллический без эксплуатационных разъемов агрегат. Конструкция фюзеляжа – типа монокока с дополнительными нижними лонжеронами и балками. Центральная часть – сварной из стали отсек топливных баков. В качестве основных материалов конструкции фюзеляжа используются высокопрочные нержавеющие стали ВНС-2, ВНС-5, ЭИ-878, СН-3, ЭИ-703 и ВЛ-1, а также алюминиевый сплав Д19-Т и титан марки ОТЧ-1.

Основным вицом соединений в конструкции является автоматическая и полуавтоматическая контактная и дуговая сварка.

Технологически фюзеляж состоит из отдельных панелей и разделяется на следующие отсеки:

передний отсек (от ПВД до шпангоута № 2);

закабинный отсек (между шпангоутами № 2 и 3);

воздухозаборники по бокам фюзеляжа (между шпангоутами № 2 и 6);

отсек топливных баков (между шпангоутами № 3 и 12);

хвостовую часть фюзеляжа (между шпангоутами № 12 и 14);

хвостовой кок (от шпангоута № 14).

Поперечный набор фюзеляжа состоит из 57 шпангоутов, из которых 15 являются силовыми. Шпангоуты № 1 и 2 образуют отсек, в верхней части которого расположена герметическая кабина, в нижней – оборудование.

Передний отсек фюзеляжа до шпангоута Ns 2 представляет собой монокок. Конструкции носовых частей отсека в модификациях перехватчика, разведчика-бомбардировщика и учебнотренировочного самолета между собой отличаются.

На разведывательных и разведывательнобомбардировочных модификациях самолета (МиГ-25Р, РБ, РБК, РБС, РБВ, РБФ, РБШ, а также МиГ-25 БМ) носовая часть переднего отсека фюзеляжа самолета состоит из набора диафрагм и продольных стрингеров, к которым приклепана обшивка из алюминиевого сплава Д19А-Т. Внутри носовой части на специальной платформе смонтированы агрегаты фотооборудования и специального радиоэлектронного оборудования. Каркас платформы включен в силовую часть конструкции отсека и может быть опущен из него на тросах вниз или поднят вверх в носовую часть фюзеляжа при помощи лебедки. После подъема нижнюю крышку, прикрывающую носовой отсек оборудования, крепят к фюзеляжу штыревыми болтами.

На модификациях перехватчика. (МиГ-25П, МиГ-25ПД, МиГ-25ПДС) в носовой части переднего отсека фюзеляжа расположены оборудование и антенна радиолокационной станции, которые закрываются сдвижным конусом овальной формы из радиопрозрачного материала. Сдвижной конус соединяется с отсеком между шпангоутами № 1 и 2 фланцевым соединением на болтах.

На учебно-тренировочных модификациях самолета МиГ-25РУ и МиГ-25ПУ в носовой части переднего отсека фюзеляжа расположена герметическая кабина инструктора, элементы которой в основном схожи с элементами конструкции основной кабины пилота.

Герметическая кабина пилота, расположенная между шпангоутами № 1 и 2, имеет каркас из профилей. Фонарь устанавливается на подфонарную панель. Он изготовляется из термостойкого органического стекла Э-2 толщиной 20 мм (переднее остекление) и 12 мм (боковое). В нижней части шпангоута № 2 на полу кабины установлены кронштейны крепления рельсов установки катапультируемого кресла КМ-1М.

На шпангоуте Ns 1 стыкуются обшивки и крышки люков переднего отсека фюзеляжа, к нему крепятся подфонарная панель и пол кабины.

Кабина заканчивается наклонным шпангоутом № 2, к которому также крепятся подфонарная панель и пол кабины. На этом шпангоуте имеется выколотка под переднюю стойку шасси, на нем же осуществляется стык с закабинным отсеком фюзеляжа.

Закабинный отсек между шпангоутами № 2 и 3 является связующим звеном между носовой частью фюзеляжа и отсеком топливных баков и представляет собой полумонокок овального сечения. В верхней части отсека и по бокам размещено оборудование, а в середине нижней части находится ниша передней ноги шасси.

Закабинный отсек состоит из отдельных панелей, выполненных в основном из сплава Д19. К обшивке панели на электроточках крепятся шпангоуты № 2А и 2Б, окантовочные лонжероны и элементы продольного набора. В отсеке имеются отдельные ферменные шпангоуты № 2В, 2Г, 2Д. Для подхода к оборудованию в отсеке имеется ряд лючков. Отсек оборудования и ниша разделены герметичной перегородкой, к которой крепится склепанная из уголков и стенок продольная балка коробчатого сечения. К балке крепятся гидроцилиндр передней ноги шасси и упор замка выпущенного положения. Внутри балки проходят тяги управления, подход к которым производится через съемную верхнюю часть.

Узлы крепления передней ноги шасси расположены на шпангоуте № 3, а подъемник носовой стойки крепится между диафрагмами № 2В и 2Г.

Отсек герметичен и теплоизолирован. Крышки люков окантованы резиновыми бульбопрофилями, крепятся на герметичных легкоразъемных замках. Теплоизоляция гермоотсеков состоит из матов теплоизолятора АТМЗ, облицованных тканью АНТ-7 и приклеенных к стенкам.

Воздухозаборник представляет собой конструкцию с работающей обшивкой, каркасом и силовыми крышками люков.

Воздухозаборные каналы начинаются от шпангоута № 2 и расположены по бокам фюзеляжа до шпангоута № 6. За шпангоутом № 6 воздухозаборники переходят в каналы питания двигателей. Входные части воздухозаборников – прямоугольного сечения с заостренной передней кромкой, скошенной назад в боковой проекции. В зоне между шпангоутами № 6 и 7 сечение переходит в круглое. Внутренние боковые панели каналов, выполненные в виде плоских перегородок, отделены от фюзеляжа и образуют щели для отбора воздуха на охлаждение. Они крепятся к фюзеляжу и соединяются между собой петлевыми и болтовыми соединениями. По каналам, сделанным в этих щелях слива и доходящих до двигательного отсека за шпангоутом № 9, проходит воздух, охлаждающий двигатели.

Отсек топливных баков между шпангоутами № 3 и 12 является основной частью фюзеляжа и представляет собой конструкцию типа монокока. Это единый агрегат без эксплуатационных разъемов, выполненный из высокопрочных нержавеющих сталей марок ВНС-2, ВНС-4, ВНС-5 и СН-3. Нижняя часть бокового отсека от шпангоута № 3 до шпангоута N9 9, а также ряд силовых ферм промежуточных рам баков выполнены из теплостойкого дюралюминиевого сплава Д19. Основной вид соединений в этом отсеке – это автоматическая аргоно-дуговая и контактная электросварка.

Баковый отсек – наиболее нагруженная часть фюзеляжа. Он воспринимает нагрузки непосредственно от крыла, Хвостового оперения (через хвостовую часть фюзеляжа), от двигателей, шасси, аэродинамических нагрузок, действующих на фюзеляж в полете, и избыточного давления в герметичных отсеках баков и каналах воздухозаборника. Баковый отсек является базой, с которой стыкуются передняя и хвостовая части фюзеляжа, воздухозаборники и крыло. Он имеет 11 силовых шпангоутов. Баковый отсек разделен стеночными шпангоутами на шесть баков и разбит на следующие технологические отсеки:

отсек баков № 1 и 2 (между шпангоутами № 3 и 6);

отсек бака № 3 (между шпангоутами № 6 и 7);

отсек баков № 4 и 5 (между шпангоутами № .7 и И);

отсек бака № 6 (между шпангоутами № 11 и 12).

Эти технологические отсеки, в свою очередь, разбиты на отдельные панели.

Главные стойки шасси подвешены на узлах нижней балки фюзеляжа и шпангоута № 8. Подкос замка выпущенного положения крепится на шпангоуте № 9. Снизу по бортам фюзеляжа ниши колес шасси, расположенные между шпангоутами № 6 и 9, закрываются щитками.

Хвостовая часть фюзеляжа (между шпангоутами № 12 и 14) по конструкции – монокок. Она имеет два силовых шпангоута № 13 и 14 из стали BJI-1 и отдельные панели. В ней расположены отсеки бустеров стабилизатора с крышками люков из стали СН-3 и балки крепления стабилизатора из стали BJI-1.

Шпангоуты № 13 и 14 несут на себе узлы крепления килей, нижних гребней и балок стабилизатора, а к шпангоуту № 14 прикреплены также гидроцилиндры нижнего и верхнего тормозных щитков и узлы качалок управления рулями поворота.

Хвостовой кок состоит из ряда панелей. Внутренняя часть кока – стальная, сварена точечной сваркой. Наружная обшивка и диафрагмы из титана также сварены точечной сваркой и приклепаны к стальной части заклепками. Верхняя центральная часть кока начинается нишей тормозного щитка, затем переходит в нишу тормозного парашюта, имеющую дюралюминиевую крышку и узлы крепления. Нижняя центральная часть хвостового кока имеет нишу для нижнего тормозного щитка. Кок приклепан к шпангоуту № 14 двухрядным заклепочным швом.

Низ фюзеляжа между шпангоутами № 9 и 13 закрыт люками, через которые производится монтаж двигателей.

Крыло. Крыло свободнонесущее, стреловидное, трапециевидной формы в плане с отрицательным углом поперечного V. Его размах 14,015 м для перехватчика (14,062 м на некоторых самолетах в зависимости от законцовки крыла) и 13,380 м для разведчиков. Стреловидность по передней кромке 41°02’ – для разведывательно-бомбардировочных модификаций и переменная – от 41°02' до 42°30' – для перехватчиков. Угол стреловидности по задней кромке 9°29’. Относительная толщина крыла в корне 3,7%, на концах – 4,76%. Угол поперечного V = -5° Угол установки крыла +2°.

Крыло имеет аэродинамическую крутку. Оно состоит из двух консолей, стыкуемых с фюзеляжем в пяти точках. Каждая консоль снабжена взлетно- посадочными закрылками и элеронами. Каркас консоли состоит из продольного и поперечного наборов. Материалом силового набора и обшивки в основном являются стали ВНС-5, ВНС-2 и листовой титановый сплав ОТЧ-1. Соединение силовых элементов осуществляется сваркой.

Основными силовыми элементами продольного набора являются передний (№ 5), средний (№ 14) и задний (№ 13) лонжероны, передний (№ 2) и задний (№ 10) стрингеры. Поперечным набором крыла являются нервюры. Нервюры носовой и средней частей штампованные из листового материала ВНС-4. Большая часть нервюр крепится к панелям обшивки через коробочки, установленные на каждом профиле панели, а нервюры № 21, 22, 23 и 26 крепятся непосредственно к обшивке. Нервюры хвостовой части крыла изготовлены из материала ОТЧ-1. Все нервюры крыла изготовлены из двух частей с разъемом по хорде и соединяются между собой в процессе сборки точечной сваркой.

Носок крыла сварной, изготовлен из титанового сплава ОТЧ-1, по конструкции съемный. Внутри носка размещены топливный трубопровод и жгуты электропроводки.

Хвостовая часть крыла сварная и клепаная. В корневой части установлен кронштейн навески закрылка и крепления качалки управления закрылками.

Каждая консоль крыла имеет четыре узла крепления двух пилонов спецподвесок. По узлам крепления спецподвесок установлены накладки из материала 30ХГСНА. Для защиты пилонов от попадания влаги на носке крыла установлены защитные козырьки. На верхней обшивке правой и левой консоли установлено по одному аэродинамическому гребню клепаной и сварной конструкции из материала Д19, а в зоне спецподвесок – по одному обтекателю. В хвостовой части консоли расположены средний узел навески элерона из материала 30ХГСНА, концевой узел навески элерона из материала АКЧ-1. В хвостовой части нервюры № 22 расположены узлы крепления элерона и закрылка. Законцовка консоли клепаной и сварной конструкции, на ней установлена балансировочная штанга и обтекатель антенны. На законцовке каждой консоли крыла в хвостовой ее части находится электрический разрядник.

На самолет устанавливается крыло двух вариантов: с отъемной законцовкой, которая крепится к плоскости крыла в четырех точках, и с неотъемной законцовкой.

Зализ крыла клепаной конструкции выполнен из обшивок и набора профилей из материала Д19. Зализ съемный, крепится на болтах с самоконтрящимися гайками.

Внутреннее пространство каждой консоли крыла герметичными перегородками разделено на два отсека, образующие передний и задний топливные баки-отсеки. Передние баки-отсеки занимают часть крыла, которая ограничена передним стрингером и передним лонжероном, нервюрой № 1 и нервюрой № 30. Задние топливные баки-отсеки расположены вдоль размаха крыла, ограничены передним и задним лонжеронами, бортовой и нервюрой № 33.

Герметичность обоих баков-отсеков обеспечена сваркой.

Стыковка крыла с фюзеляжем осуществляется в пяти точках.

На каждой консоли крыла элерон состоит из двух секций: концевой и корневой. Основной материал элерона – дюралюминий Д19. Элерон клепаной конструкции с применением сотовых блоков. В носовой части элерона расположен противофлаттерный груз. Угол отклонения элерона 25° (на взлете и посадке).

Закрылок клепано-сотовой конструкции. Он подвешивается к крылу в двух точках. Угол отклонения закрылка на взлете и посадке 25°. На самолетах первых серий до № 840СЧ09 (перехватчики) и № 020CJI04 (разведчики) устанавливалась система сдува пограничного слоя (СПС) и закрылок отклонялся при посадке на 47°.

Оперение. Вертикальное оперение самолета МиГ-25 двухкилевое. Кили трехлонжеронной конструкции из стали марки ВНС-5 и сплава АК-4. Панели обшивки из дюралюминия Д19А-Т. Высота каждого киля 3,05 м, длина 4,67 м. Угол стреловидности по передней кромке 54°. Кили устанавливаются с развалом под углом 8° к плоскости симметрии и отличаются друг от друга передними частями и верхними законцовками. Каждый киль крепится к фюзеляжу в четырех точках по шпангоутам № 11А, 12, 13 и 14.

Рули поворота клепаной конструкции, навешены на кили в трех точках. В нижней точке навески имеется рычаг, к которому подсоединяется тяга управления рулем. Рули отклоняются на угол ±25°.

Горизонтальное оперение свободнонесущее. Стабилизатор цельноповоротный. В 1973 г. ось вращения плоскостей перенесли вперед примерно на 140 мм для устранения явления перекомпенсации на режиме «ножницы».

Стабилизатор состоит из двух половин – левой и правой. Угол стреловидности по передней кромке 50°22'. Каждая половина стабилизатора крепится на балке в хвостовой части фюзеляжа в двух точках. Размах горизонтального оперения 8,8 м.

Ось вращения стабилизатора расположена на 33% средней аэродинамической хорды. Каждая половина стабилизатора имеет в задней части отогнутый на 2° хвостовой «нож». Угол отклонения стабилизатора при взлете и посадке от -32° до +13°, при максимальной скорости от -12,5° до +5°.

В хвостовой части самолета кроме оперения симметрично установлены два аэродинамических гребня клепаной конструкции. Гребни состоят из двух частей, соединенных с помощью болтов и гаек. Передняя часть гребня откидывается на петле, приклепанной к фюзеляжу. Задняя часть крепится к фюзеляжу двумя болтами и приклепывается к профилям заклепками. Низ передней части гребня съемный, выполнен из радиопрозрачного материала. В левом подфюзеляжном гребне расположен механизм выпуска тормозного парашюта (штанга – датчик момента касания земли).

Шасси. Шасси трехопорное, убирающееся в полете. Передняя стойка рычажного типа со спаренными управляемыми колесами. Главные стойки рычажного типа с консольным креплением одного колеса. После взлета стойки шасси убираются в отсеки фюзеляжа, поворачиваясь вперед в направлении полета. На каждой главной стойке шасси установлено по одному колесу КТ-111-2А или КТ-111А (колеса взаимозаменяемы) с размером шины 1300 ж 360, на передней стойке установлены два спаренных колеса КТ-112/2 или КТ-112А с размером шин 700 х 200.

Все колеса оборудованы инерционными датчиками автоматического растормаживания колес при появлении юза. На передней стойке установлен механизм разворота колес с двухступенчатым приводом – для поворота колес на малые и большие углы.

Уборка и выпуск всех стоек шасси производятся от общей гидросистемы, их выпуск может производиться от аварийной воздушной системы.

В выпущенном положении все три стойки удерживаются механическими замками выпущенного положения, передняя, кроме того, гидрозамком, запирающим гидросмесь в цилиндре. В убранном положении все стойки удерживаются механическими замками убранного положения. В полете ниши, в которых размещаются стойки шасси, закрываются щитками.

Силовая установка. На самолетах МиГ-25 ранних выпусков устанавливались два турбореактивных двигателя Р15Б-300 (изделие «15Б»), позднее двигатели Р15БД-300, отличающиеся конструкцией коробки приводов. Двигатели одновальные, с осевым компрессором, индивидуальными камерами сгорания в общем корпусе, одноступенчатой турбиной, форсажной камерой сгорания и двухстворчатым трехпозиционным эжекторным соплом. Максимальная тяга каждого двигателя 11 200 кг.

Двигатели установлены в отсеках фюзеляжа за шпангоутом № 9. Отсеки разделены между собой герметичной продольной перегородкой. Для улучшения эксплуатации двигатели развернуты относительно продольных осей на 13° так, что коробки агрегатов, расположенные в их нижней части, разведены во внешние стороны.

Реактивные сопла установлены на двигателях в вертикальной плоскости под углом 2°30’ вверх и в горизонтальной плоскости в сторону оси симметрии самолета под углом 1°46’. Такая установка сопл вызвана аэродинамическими расчетами.

Для уменьшения миделя хвостовой части фюзеляжа реактивные сопла сближены настолько, что расстояние между их центрами меньше диаметра сопла. В связи с этим у каждого сопла снято по три сегмента внешних створок, а чтобы сохранить контуры створок замкнутыми, между ними установлен нерегулируемый элемент – стекатель, на который и замыкаются внешние створки сопл двигателей.

Каждый двигатель закреплен в фюзеляже в двух плоскостях – в плоскости шпангоута № 10 (переднее крепление) и в плоскости шпангоута № 11 (заднее крепление).

Воздух к каждому двигателю подводится через автономный воздухозаборник. Регулирование площади сечения воздухозаборника и изменение углов установки его верхней плоскости на входе осуществляются изменением положения двухстворчатого регулируемого элемента-клина. Передняя створка клина имеет отверстия для отсоса пограничного слоя, а на задней створке установлен турбулизатор. В целях уменьшения потерь в воздушном канале внизу воздухозаборника установлен регулируемый элемент, называемый нижней створкой. Нижняя створка воздухозаборника может занимать три фиксированных положения.

Перед первой ступенью компрессора каждого двигателя установлен входной направляющий аппарат, представляющий собой тонкостенный цилиндр с направляющими лопатками. Направляющий аппарат улучшает помпажные характеристики двигателей.

Для предохранения конструкции самолета и агрегатов двигателей от перегрева отсеки силовой установки продуваются воздухом, поступающим из атмосферы.

Управление двигателями осуществляется двумя рычагами сектора газа, установленного в кабине пилота. Каждый двигатель имеет автономную систему управления, в том числе и противопожарной системой.

Топливо (основное типа Т-6, резервное типа Т-7П) на самолете МиГ-25 размещается в шести фюзеляжных баках и четырех крыльевых.

Разведчики, выпущенные до середины 70-х годов, имели два дополнительных бака в килях. Крыльевые баки являются частью конструкции крыла. Они расположены вдоль размаха крыла попарно (передний и задний) на каждой консоли. Фюзеляжные баки составляют цельносварной, неразъемный баковый отсек фюзеляжа. Все фюзеляжные баки имеют сложную форму.

Запас топлива на перехватчиках составляет 14570 кг, на разведчиках – 15245 кг. Под фюзеляжем самолета может подвешиваться дополнительный бак емкостью 5300 л (4370 кг). При этом общий вес топлива на перехватчике МиГ-25ПД увеличивается до 18940 кг, на разведчике – до 19615 кг. На перехватчиках ранних выпусков до МиГ-25ПД и доработанных в строю МиГ-25ПДС подвесной бак не устанавливается. На модификациях МиГ-25ПД и ПДС для увеличения рубежа перехвата подвесной бак может, устанавливаться в перегрузку.

Вооружение. Вооружение перехватчиков МиГ-25П состоит из четырех ракет средней дальности Р-40 (изделие «46») с различными системами наведения, двух ракет Р-40Р с радиолокационной головкой наведения и двух ракет Р-40Т с тепловой головкой самонаведения. Ракеты подвешиваются на пилонах под консолями крыла (попарно с каждого борта). Пилоны снабжены пусковыми устройствами АПУ-84-46 (автоматическое пусковое устройство для самолета «84» под ракеты «46»). Модернизированные перехватчики МиГ-25ПД и МиГ-25ПБС вооружены усовершенствованными ракетами типа Р-40РД и Р-40ТД. На внешних пилонах доработанных перехватчиков вместо ракет Р-40ТД могут на спаренных пусковых устройствах устанавливаться по две ракеты ближнего боя – Р-60 или Р-60М. В этом случае на внутренних пилонах устанавливаются только ракеты Р-40РД.

Максимальная боевая нагрузка разведывательно-бомбардировочных вариантов (МиГ-25РБ, РБК, РБС, РБВ, РБШ, РБФ) составляет 4000 кг, а самолета N° 02022077 – 5000 кг. Бомбы подвешиваются на четырех балочных держателях МБД 3-У2 с замками ДЗУ-1 (при тандемной подвеске бомб используются держатели МБД 3-У2Т). Два балочных держателя устанавливаются под крылом (в местах крепления внутренних пилонов перехватчика) и два – под фюзеляжем по оси симметрии самолета. Варианты подвесок бомб следующие:

4 осветительные бомбы ФОТАБ-100-80 (попарно на держателях под крылом);

8 осветительных бомб ФОТАБ-100-80 (попарно на держателях под крылом и под фюзеляжем);

8 бомб ФАБ-500М-62 (попарно на держателях под крылом и попарно на одном держателе под фюзеляжем с тандемной подвеской);

8 бомб ФАБ-500М-62 (попарно на держателях под крылом с тандемной подвеской и попарно на одном держателе под фюзеляжем с тандемной подвеской);

10 бомб ФАБ-500М-62 (попарно на держателях под крылом с тандемной подвеской и на двух держателях под фюзеляжем с тандемно-попарной подвеской);

10 бомб ФАБ-500М-62 (попарно-тандемная подвеска под крылом и попарно-строенная подвеска на одном держателе под фюзеляжем).

Вместо бомб ФАБ-500М-62 могут использоваться тротиловые бомбы ФАБ-500М-62Т.

Разведывательно-бомбардировочные варианты самолета МиГ-25 вместо бомб с обычным зарядом могут нести спецподвеску (авиабомбу с ядерным зарядом малого калибра).

Бомбовое вооружение противорадиолокационного самолета МиГ-25БМ аналогично вооружению его разведывательно-бомбардировочных модификаций. Для подавления РЛС противника на подкрыльевых пусковых устройствах могут подвешиваться четыре управляемые ракеты Х-58У с дальностью пуска более 40 км.

Оборудование. За исключением аппаратуры специального назначения оборудование, в том числе радионавигационное, модификаций перехватчика и разведчика унифицировано. Оно состоит из:

системы автоматизированного управления полетом САУ-155П1 (для перехватчика) или САУ-155Р1 (для разведчика);

системы автоматического и ручного управления воздухозаборником СРВМу-2А;

связной УКВ радиостанции Р-832М «Эвкалипт»;

радиостанции Р-802; радиокомпаса АРК-10;

радиовысотомера больших высот РВ-19 (позднее РВ-18);

радиовысотомера малых высот РВ-4; станции предупреждения «Сирена-3 М» (позднее ЛООб «Береза»);

маркерного радиоприемника МРП-56П; ответчика СО-63Б;

связной КВ радиостанции Р-847РМ (позднее Р-864);

радиосистемы ближней навигации РСБН-6С «Коралл»;

антенно-фидерной системы «Пион-ЗП»; переговорного устройства СПУ-7; приемника воздушного давления ПВД-7; системы СКВ-2Н-1 (для разведчика) или СКВ-2Н-2 (для перехватчика);

бортового кислородного оборудования ККО-5; системы СВС-ПН-5; речевого информатора РИ-65;

магнитофона МС-61 «Лира» и других приборов.

В качестве основных источников питания электрооборудования используются генераторы: два ГСР-12КИС и два СГК-11/1, 5КИС.

На перехватчиках для обнаружения целей и наведения ракет устанавливалась радиолокационная станция «Смерч-A» (РП-25, изделие «720»), а с середины 70-х годов – ее улучшенный вариант «Смерч-А2» (изделие «720М»). Перехватчики МиГ-25ПД и МиГ-25ПДС оборудованы новой РЛС типа С-25 («Сапфир-25»), а также теплопеленгатором 26Ш-1. На всех перехватчиках установлена автоматизированная система «Полет- 111», состоящая из радиотехнической системы навигации и захода на посадку, курсовертикали, систем воздушных сигналов и автоматического управления полетом. Перехватчики оборудованы радиокомандной системой наведения с земли «Лазурь».


Летно-тактические характеристики самолета
МиГ-25РБ МиГ-25ПД
Двигагели Р-15Б-300 Р-15БД-300
Тяга на форсаже, кгс 2х11 200 2x11 200
Размах крыла, м 14,02 14,02
Длина самолета без ПВД н/д 19,75
Площадь крыла, м2 61,40 61,40
Масса взлетная,.кг:
нормальная н/д 34 920
максимальная 41 200 (с 5000 кг бомб) 36 720 (с 4ХР-40)
Масса топлива во внутренних
баках, кг 14 570 14 570
Масса топлива в подвесном баке, кг 4370
Максимальная скорость, км/ч:
у земли 1200 1200
на высоте 3000 3000
Сверхзвуковая крейсерская скорость, км/ч 2500 2500
Практический потолок, м 23 000 (без бомбовой нагрузки) 20 700 (с 4ХР-40)
Дальность полета, км:
на скорости, соответствующей М = 2,35 2130 (с подвесным баком) 1250 (с 4 х Р-40)
на дозвуковой скорости 2400 (с подвесным баком) 1730 (с 4 х Р-40)
Посадочная скорость, км/ч 290 290
Скорость отрыва, км/ч 360 360
Длина разбега, м 1250 1250
Длина пробега с тормозным парашютом, м 800 800

В КОЛЛЕКЦИЮ ЛЮБИТЕЛЕЙ АВИАЦИИ АВИАЦИЯ ВО ВТОРОЙ МИРОВОЙ ВОЙНЕ
Загрузка...