При отказах, позволяющих выдвижение клина до 55% на табло системы “Экран” подается сигнал “Возд. заб. лев. (Прав), в РИ à “Отказ автоматики левого (правого) ВЗ”. Клин стопорится в положении 55%.

Контроль положения клиньев по индикатору ИПК.

При различии оборотов двигателей положение клиньев и показания ИПК различны (т. к. управление - по nпр.).

Переключение каналов с помощью переключателя “Возд. заб. лев.(прав) авт.” - дубл. упр. запрещается.

После выпуска шасси клинья ВЗ занимают полностью убранное положение.

- 177 -

После приземления на пробеге при V<200 км/ч закрывается осевой вход, верхний вход открывается, на ИПК шторка становится на отметке “ВП”.

При установке РУД на “Стоп” осевой вход открывается, ИПК показывает 0%.

Ручная аварийная уборка клиньев осуществляется от ОГС нажимным переключателем “Авар. уборка клина лев/прав.” При отказе на табло системы “Экран” высвечивается сигнал “Возд. заб. лев (прав); РИ дублирует сигнал отказа “Отказ автоматики левого (правого) воздухозаборника.

При отказе ОГС нажатием переключателя “Авар. уборка клина” осуществляется одновременная уборка клиньев за счет аэродинамических сил. При этом допускается возвратное движение клиньев на выпуск на величину <85 в момент отпускания переключателя.

Режим ручной уборки блокирует систему и после пользования им автоматическое управление невозможно.

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

Эксплуатационная вырабатываемая емкость баков:

-бак № 1 – 650 л;

-бак № 2 – 870 л - расходный;

-бак № 3 – 1810 л;

-бак № 3А - 310л (2х155 л);

-крыльевые баки отсеки - 660 л (2х330 л).

Общая емкость баков – 4 300 л;

Невырабатываемый остаток топлива основных баков – 100 л;

Емкость ПТБ – 1 520 л;

Невырабатываемый остаток из ПТБ – 20 л.

Общая емкость ТС с ПТБ – 5 820 л.

Заправка централизованная через бортовой штуцер - основной способ.

Раздельная заправка через заправочные горловины баков 1 и 3 и крыльевых баков - отсеков.

- 178 -

3 варианта заправки:

-130% - заправка всех баков (№ 1, № 2, № 3, № 3А, КБ, ПТБ);

-100% - заправка баков № 1, № 2, № 3, № №А;

-50% - заправка баков

№ 2 - полностью, баки № 1 и № 3 частично.

Перекачка топлива из баков в расходный ( № 2) осуществляется следующим образом:

-из бака № 1 в бак № 2 - гидротурбонасосом ГТН-7;

-из ПТБ в бак № 1 - давлением воздуха;

-из бака № 3 насосом ГТН - 7 в баки № 2 и 1;

-из крыльевых баков - отсеков и бака № 3А струйными насосами СН в бак № 3.

Система управления выработкой топлива. Обеспечивает привод гидронасосов (ГТН) и струйных насосов (СН) и струйных датчиков в определенной последовательности в соответствии с порядком выработки топлива.

Подача топлива в двигатели осуществляется 2-мя насосами ГТН-7 и электроцентробежным насосом ЭЦН-14БМ.

При полетах с нулевыми подачи топлива в двигатели осуществляется топливным аккумулятором. Часть топлива от нижнего насоса ГТН используется для охлаждения антифриза системы жидкостного охлаждения.

Порядок выработки топлива

Система наддува и дренажа топливных баков

Наддув баков исключает кавитацию топлива во всем диапазоне высот полета, а также для вытеснения топлива из ПТБ и топливного аккумулятора. Воздух на наддув отбирается из-за вентилятора двигателя с давлением р=0,6...6,0 кг/см

Давление наддува

- ПТБ Рптб=0,9+0,1 кг/см2

-топливного аккумулятораРта=0,55+0,05 кг/см2

Система дренажа обеспечивает выравнивание давления воздуха в надтопливном пространстве баков при заправке.

- 179 -

Система нейтрального газа. Служит для предотвращения взрыва топливных баков при попадании снаряда путем снижения концентрации кислорода до 8%...10%. В качестве нейтрального газа используется азот из бортовых баллонов. Команда на подачу нейтрального газа поступает при увеличении оборотов двигателя ³ 55 %.

Имеется блокировка по:

- убранному положению шасси;

- включению насоса ЭЦН – 14БМ.

СИСТЕМА ПОЖАРОТУШЕНИЯ

Система противопожарного оборудования состоит из:

- системы сигнализ. о пожаре ИС – 5МГ - 1;

- системы пожаротушения.

Система сигнализации включает в себя:

- 2 исполнительных блока;

- датчики – сигнализаторы (жаростойкие металлические трубы, крепятся к конструкции двигательных отсеков или к КСА с зазором 15…30 мм от корпуса самолета и двигателя.

-  лампы красного цвета ПОЖАР КСА, ПОЖАР ЛЕВ., ПОЖАР ПРАВ.

Система срабатывает за время t £ 0,7 с при «омывании» датчика пламенем на участке ³ 5 см. После исчезновения пламени система возвращается в исходное состояние за время t £ 1 с.

При этом срабатывает следующая сигнализация:

- красная лампа ПОЖАР КСА, ПОЖАР ЛЕВ., ПОЖАР ПРАВ.;

- мигает лампа КСЦ;

- речевой информатор выдает информацию «Пожар левого двигателя», «Пожар правого двигателя».

Система пожаротушения включает в себя:

- противопожарный баллон 3 л;

- коллекторы – распылители;

- 2 перекрывных крана;

- 180 -

- переключатель включения баллона «Огнетушитель»,

При пожаре после постановки РУД на «Стоп» закрыть перекрывной кран соответствующего двигателя (переключатель – в заднее положение), переключатель «Огнетушитель» в соответствующее положение («Лев» или «Прав», в зависимости от того в каком двигательном отсеке возник пожар). При пожаре В КСА переключатель «Огнетушитель -> в положение «КСА». При этом срабатывает цепь соответствующего пиропатрона и огнегасящая жидкость устремляется в зону пожара.

Высотное оборудование

Служит для обеспечения жизнедеятельности экипажа в полете во всем диапазоне высот.

Состав высотного оборудования:

·  - гермокабина;

·  - система кондиционирования воздуха (СКВ);

·  - комплект кислородного оборудования (ККО).

·  Система кондиционирования воздуха (СКВ)

Обеспечивает:

·  - заданные температуру и давление;

·  - вентиляцию костюма и работу противоперегрузочного устройства;

·  - охлаждение отсеков оборудования;

·  - обдув летчика;

·  - обдув остекления фонаря.

Воздух на СКВ отбирается из-за 7-й ступени компрессора.

Затем через общую магистраль подводится к последовательно установленным двум регуляторам избыточного давления, которые ограничивают давление воздуха, поступающего в систему. Один из регуляторов отрегулирован на р=10+0,8 кг/см2, второй дублирует работу первого и отрегулирован на р=12,5+0,5 кг/см2.

Охлаждение воздуха осуществляется в несколько этапов:

1)воздухо-воздушным радиатором (ВВР);

2)жидкостно-воздушным испарителем (ЖВИ);

3)турбохолодильником (ТХ);

- 181 -

4)воздухо-воздушным теплообменником (ВВТ).

Заданная температура в кабине регулируется автоматически регулятором температуры. Установка необходимой температуры осуществляется задатчиком температуры (см. рис.). При отказе автоматики температуру можно регулировать вручную при помощи переключателя рода работы “АВТ-ГОР-ХОЛ-ОТКЛ” (при этом осуществляется воздействие на заслонку распределителя горячего и холодного воздуха).

Положения переключателя:

-АВТ - авт. регулирование температуры;

-ГОР - в кабину поступает горячий воздух;

-ХОЛ - в кабину поступает холодный воздух.

Охлаждение отсеков оборудования осуществляется в 2-х режимах:

-до Н=6000 м температура воздуха поддерживается с целью исключения низких температур при полетах во влажных атмосферных условиях (исключается обмерзание трубопроводов за турбохолодильником);

-на Н>6000 м минусовая температура не ограничивается (На этих высотах влажность невысокая).

При повышении температуры tв>80° C в отсеке оборудования на табло “Экрана” высвечивается сигнал “НЕТ ОХЛАЖДЕН”.

Давление в кабине регулируется регулятором давления АРД-57В совместно с выпускным клапаном 520Т и предохранительным клапаном 127Т. Контроль - по ИКЖ.

Программа регулирования:

- Н=0...2 км - свободная вентиляция кабины ( р<20мм. рт. ст);

- Н=2...(9-12) км - постепенный рост перепада давления до 220+10 мм. рт. ст;

- Н>(9-12) км - постоянный перепад давления

р=220+10 мм. рт. ст.

Предохранительный клапан 127Т срабатывает и сбрасывает давление при повышении перепада р>245+10 мм. рт. ст.

Система жидкостного охлаждения обеспечивает заданный тепловой режим РЛС. В качестве хладоагента используется антифриз.

- 182 -

Фонарь и катапультная

установка

Фонарь и катапультная установка образуют средства аварийного покидания самолета – САПС

В состав САПС входят:

-фонарь кабины;

-катапультное кресло К-36ДМ сер. II.

Фонарь кабины

Фонарь кабины предназначен для закрытия кабины, защиты летчика от воздействия воздушного потока, обеспечения нормального обзора в полете и на земле. Состоит из неподвижной части (козырька) и откидной части (ОЧФ).

Составные части;

-передняя неподвижная часть (козырек);

-откидная часть фонаря (ОЧФ);

-система эксплуатационного открытия, закрытия и герметизации фонаря;

-система аварийного сброса.

Система открытия, закрытия и герметизации

Обеспечивает:

- приподъем, подъем и закрытие ОЧФ;

-герметизацию кабины;

-сигнализацию незакрытого положения..

Управление - ручками:

внутренняя 3-х позиционная:

- ФОНАРЬ ОТКРЫТ,

- ФОНАРЬ ПРИПОДНЯТ,

- ФОНАРЬ ЗАКРЫТ.

Внешняя 2-х позиционная: - ОТКРЫТ,

- ЗАКРЫТ.

- 183 -

Сигнализация положения. При незакрытом фонаре:

горит лампа в РИ :”Запри фонарь”;

-звуковой сигнал в РИ: ”Запри фонарь”.

Контроль положения фонаря:

Для этого имеется сигнализация незакрытого положения откидной части фонаря (ОЧФ):

-табло красного цвета - “ЗАПРИ ФОНАРЬ”;

-табло системы Экран “ФОНАРЬ ЗАПРИ”;

-речевой информатор (РИ):

“ЗАПРИ ФОНАРЬ”.

ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА

Электрическая, включается переключателем “Обогрев стекла, ПВД”.

По периметру нижней части фонаря установлены коллекторы обдува остекления горячим воздухом из-за компрессора двигателя.

Для вентиляции кабины при рулении или дежурстве можно приподнять фонарь на 100 мм (по передней дуге) путем установки ручки в среднее положение на V<30 км/ч.

КАТАПУЛЬТНОЕ КРЕСЛО К-36ДМ серии II

Катапультное кресло К-36ДМ серии II совместно с ОЧФ обеспечивают безопасное покидание самолета в аварийных ситуациях при следующих условиях:

-на разбеге, пробеге V>75 км/ч (Н=0);

-в горизонтальном полете:

а)на V< 950 км/ч на любой высоте;

б)на V=950 км/ч на Н>40 м;

в)на V=1200...1300 км/ч на Н>80 v;

-на режимах снижения:

- Нмин=4Vу (без учета времени на принятие решения и подготовку к катапультированию);

- 184 -

- Vавар. сброса фонаря на Н<500 м км/ч;

- Vполета со сброшенным фонарем <1200 км/ч.

Основные составные части:

-собственно кресло;

-эксплуатационные системы:

1)система регулирования сиденья по росту летчика;

2)эксплуатационная система притяга плеч и пояса;

-аварийные системы кресла:

1)комбинированный стреляющий механизм КСМУ-36М;

2)коробка механизмов;

3)система принудительной фиксации;

4)система управления катапультированием;

5)система дополнительной защиты летчика от воздушного потока;

6)система стабилизации кресла;

7)спасательная система ПСУ-36 сер.2;

8)носимый аварийный запас;

9)кислородная система;

10)электрооборудование кресла.

АВИАЦИОННЫЕ СРЕДСТВА ПОРАЖЕНИЯ

«ВОЗДУХ—ВОЗДУХ»

УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА ТИПА Р-27Э

Авиационная управляемая ракета типа Р-27Э является всеракурсной ракетой класса «воздух — воздух» с повышенной средней дальностью пуска.

Ракета Р-27Э построена по аэродинамической схеме «утка» с Х-образным расположением крыльев и рулей. Она имеет модульную конструкцию и состоит условно из трех частей: головной части с аппаратурой, боевой части и двигателя.

- 185 -

Вооружение самолета

- 186 -

На ракету Р-27Э в настоящее время могут устанавливаться три типа ГСН: моноимпульсная полуактивная радиолокационная головка самонаведения (РГС) или пассивная радиолокационная головка самонаведения (ПРГС) и пассивная тепловая головка самонаведения (ТГС).

Ракета снаряжается неконтактным радиовзрывателем (РВ) активного типа, имеющим среднюю помехозащищенность от активных и низкую от пассивных помех большой плотности. Область срабатывания РВ согласована с областью поражения боевой части ракеты. Это согласование достигается введением временной задержки срабатывания РВ в зависимости от типа цели («малая», «средняя», «большая») и прогнозируемой скорости сближения ракеты с целью. Значения задержек срабатывания РВ приведены в таблице.

Значения задержек срабатывания радиовзрывателя, м/с

Боевая часть — стержневого типа, обеспечивает поражение воздушных целей на расстоянии до максимального радиуса раскрытия кольца (R = 11 м). Масса боевой части — 39 кг.

Ракета Р-27Э комплектуется двухрежимным твердотопливным двигателем массой 192,5 кг повышенной тяги (до 7500 кг), работающим в течение 8,6—11 с. За время работы двигатель при пуске ракеты обеспечивает приращение скорости ракеты к скорости полета ис-

- 187 -

требителя для Р-27ЭР (ЭП) до 800—1000 м/с и для Р-27ЭТ до 700—1100 м/с.

Ракета Р-27ЭР с полуактивной РГС обеспечивает с достаточной вероятностью (Р=0,5—0,85) поражение воздушных целей днем и ночью в простых и сложных метеорологических условиях (в облаках) при атаке под различными ракурсами, в том числе и на фоне различных подстилающих поверхностей земли и моря, а также поражение целей, летящих на высотах от 30 м до 25— 27 км со скоростью до 3500 км/ч, при активном маневренном, помеховом и огневом противодействии против-

ника. Мала вероятность поражения малоразмерных низколетящих целей при пуске ракет Р-27ЭР с максимальных дальностей (Р=0,1—0,2) из-за влияния переотражения сигнала от подстилающей поверхности (антипод) на систему управления ракетой и недостаточной точности выдачи целеуказания ракете от РЛПК-29. В связи с этим до устранения указанного недостатка пуск ракет Р-27ЭР на высотах 4 км и менее по низколетящим малоразмерным целям (тип цели — малая) целесообразно производить с дальности 2 км и менее в ЗПС и 12 км и менее в ППС.

Минимальная скорость поражаемых целей ограничена боевыми возможностями РЛПК.

На ракетах с полуактивной РГС применены комбинированная система инерциального наведения с радиокоррекцией и полуактивное радиолокационное самонаведение после захвата цели РГС, которое происходит в конце инерциального участка на разрешенных дальностях захвата. Разрешенные дальности захвата РГС составляют: при пуске по бомбардировщикам — 40 км, по истребителям — 25 км, по крылатым ракетам — 12 км. Тип атакуемой цели устанавливается летчиком вручную по информации с НАСУ с помощью рукоятки БАЗА (Б, С или М).

Радиокоррекция инерциального участка полета ракеты введена для повышения точности наведения в случае маневра цели после пуска, а также для исправления ошибок начальных условий пуска, что значительно увеличивает вероятность захвата цели РГС и позволяет полностью использовать баллистические характеристики

- 188 -

ракеты (при радиокоррекции Др. max 1=2,5 Др. захв ргс, без радиокоррекции Др. max1= 1,3 Др. захв ргс ). Радиокоррекция инерциального участка полета

ракеты включается на дальностях пуска, превышающих в 1,5 раза разрешенную дальность захвата цели РГС, и отключается при достижении разрешенной дальности захвата цели РГС.

В связи с тем что информация по крену при радиокоррекции обновляется с частотой 18—20 Гц, сигналы радиокоррекции правильно выдаются только при угловой скорости вращения истребителя не более 60°/с (при применении ракет выпуска до июля 1986 г. — не более 30°/с). По этой причине не обеспечивается наведение ракеты Р-27ЭР на цель в инерциально-корректируемом режиме при выполнении истребителем противоракетного маневра типа «кадушка».

Суть радиокоррекции заключается в следующем. До схода ракеты ее РГС отрабатывает углы целеуказания от РЛПК-29. В момент схода вычислитель РГС запоминает начальное положение и скорость цели в системе координат, связанной с антенной РГС, вычисленные БЦВМ системы управления вооружением и переданные на ракету. После схода антенна гиростабилизируется и вычислитель РГС, интегрируя показания датчика линейных ускорений и запомненную скорость цели, вычисляет взаимное положение цели и ракеты. Управление ракетой построено так, чтобы к моменту предполагаемого захвата РГС направление ее антенны совпадало с линией визирования на цель. При этом захват цели возможен, если она летит прямолинейно к не изменяет скорость полета. Если же цель выполняет маневр, захват ее без радиокоррекции невозможен.

При наличии радиокоррекции на борту самолета в БЦВМ вычисляется положение цели по алгоритму бортового вычислителя ракеты. Вычисленные координаты цели сравниваются

с измеренными РЛПК-29 координатами цели. Полученные поправки по линии радиокоррекции передаются на ракету, по которым корректируется траектория ее полета.

После захвата РГС цели осуществляется ее автоматическое сопровождение по углам и частоте и наведение ракеты по методу пропорционального сближения.

- 189 -

Для обеспечения заданной вероятности поражения цели в различных условиях максимальная разрешенная дальность пуска ракеты в ППС, вычисляемая в БЦВМ РЛПК, ограничена до 90, 70 и 30 км соответственно для большой, средней и малой цели.

Система управления ракетой обеспечивает поражение цели, летящей как на одной высоте с истребителем, так и с превышением или принижением.

Максимально возможные превышения и принижения цели приведены в табл. ракете предусмотрена работа с уменьшенной вдвое частотой повторения импульсов подсвета цели РЛПК, что позволит осуществить одновременное наведение двух ракет на две цели. Однако в СУВ-29 одновременное наведение двух ракет по двум целям в настоящее время не реализовано.

Ракета может наводиться на цель в условиях воздействия на СУВ помех, приводящих к низкой точности информации о скорости сближения с целью и дальности до нее, а также в условиях интенсивного воздействия активных и пассивных помех РГС и РВ.

Максимально возможные превышения и принижения

цели относительно истребителя при пуске

с горизонтального полета

- 190 -

Ракета также допускает длительные перерывы (до 20—30% оставшегося времени наведения) в подсвете РЛПК при сохранении временной диаграммы канала подсвета.

В случае промаха ракета уничтожается только при ударе о землю вследствие срабатывания контактного взрывателя.

Основные тактико-технические характеристики ракеты Р-27ЭР приведены в таблице.

Ракета Р-27ЭТ с пассивной тепловой головкой самонаведения (ТГС) обеспечивает поражение теплоконтрастных воздушных целей, летящих на высотах от 30 м до 25 км со скоростью до 3500 км/ч (на встречных курсах), днем и ночью в условиях их оптической видимости при атаке под различными ракурсами. Кроме того, ракета может применяться для поражения небронированных теплоконтрастных наземных целей.

Ракета Р-27ЭТ отличается от Р-27ЭР только типом головки самонаведения и отсутствием линии радиокоррекции. Тепловая головка самонаведения имеет два фотоприемника: один с глубоким охлаждением до температуры Т=—360° С, другой—неохлаждаемый. Основной режим работы ТГС—с охлаждаемым фотоприемником. При израсходовании охлаждаемого газа (азота) включается неохлаждаемый фотоприемник, при этом дальности захвата цели резко уменьшаются и возможна ее атака только в ЗПС. ТГС имеет хорошую помехозащищенность от активных и естественных помех.

В отличие от РГС тепловая головка самонаведения захватывает цель на подвеске по целеуказанию от прицельной системы (РЛПК, КОЛС, НСЦ, ОПТ) или без целеуказания в режиме Ψо и сопровожда-

- 191 -

ет ее после пуска ракеты до поражения. Дальности захвата целей ТГС ракет приведены в таблице.

ТГС имеет ограничения по захвату цели при пеленге на Солнце или солнечную дорожку (Луну) менее 15°(4°).

Зоны возможных пусков ракеты Р-27Р

Номограмма для определения максимального удаления ракеты Р-27Р от истребителя после ее пуска

- 192 -

Разрешенные дальности пуска ракеты Р-27ЭТ практически такие же, как и у ракеты Р-27ЭР однако в ППС они ограничены дальностью захвата цели ТГС.

Пуск ракет Р-27ЭТ возможен одиночно с интервалом не менее 8 с, исключающим возможность захвата ТГС вновь пущенной ракеты теплового излучения двигателя предыдущей.

Ракеты Р-27Р, Р-27Т, Р-27П имеют технические данные, аналогичные данным соответственно ракет Р-27ЭР, Р-27ЭТ, Р-27ЭП, за исключением массы, которая составляет: для Р-27Р — 253 кг, для Р-27Т — 245,5 кг, для Р-27П — 250 кг.

Пуск ракет Р-27Т возможен только одиночно с интервалом не менее 6 с, исключающим возможность захвата ТГС вновь пущенной ракеты теплового излучения предыдущей.

УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА Р-73

Авиационная управляемая ракета Р-73 ближнего маневренного воздушного боя с пассивной тепловой головкой самонаведения (ТГС) предназначена для поражения воздушных целей, летящих на высотах от 0 м до 20 км со скоростью до 2700 км/ч, днем и ночью при активном противодействии противника, в любых климатических условиях. Ракета применяется под различными ракурсами в условиях оптической видимости цели, в том числе и при наличии естественных помех от освещенных облаков, следа инверсии, земли, водной поверхности, звездного неба, но при минимальном угле к направлению на Солнце (Луну) до 15°. Возможно применение ракеты в условиях облачности при захвате цели головкой самонаведения. Кроме того, ракета Р-73 может применяться для поражения небронированных теплоконтрастных наземных целей. При этом неконтактный взрыватель не отключается.

Ракета выполнена по аэродинамической схеме «утка» с крестообразными рулями и несущими ребрами перед рулями. На ракете впервые применена комбинированная аэрогазодинамическая система управления, т. е. управление ракетой по тангажу и курсу на активном участке полета (при работающем в течение 4,2— 6,8 с двига-

- 193 -

теле), которое осуществляется совместно аэродинамическими рулями и газодинамическими интерцепторами, отклоняющими реактивную струю двигателя. На пассивном участке полета (после окончания работы двигателя) управление по тангажу и курсу осуществляется только аэродинамическими рулями. Стабилизация по крену осуществляется элеронами. Аэрогазодинамическое устройство обеспечивает вывод и удержание ракеты на углах атаки до 40° в процессе отработки начальной ошибки прицеливания при пуске. Для обеспечения при этом устойчивости и управляемости предусмотрено устройство ограничения угла атаки, для чего на головной части ракеты перед несущими ребрами установлены четыре флюгерных датчика угла атаки.

Минимальный радиус разворота ракеты составляет 200—250 м.

Ракета Р-7.3 комплектуется тепловой головкой самонаведения импульсного типа, автопилотом, неконтактным лазерным или радиовзрывателем, боевой частью стержневого типа и ракетным двигателем твердого топлива.

Фотоприемник ТГС охлаждается азотом из баллона, расположенного в авиационном пусковом устройстве. Время выхода фотоприемника ТГС на режим после включения охлаждения составляет не более 2 мин. Давление хладоагента в баллоне должно быть не менее 200 атм (при меньшем давлении выход ТГС на режим не обеспечивается).

Пуск ракеты производится после захвата цели ТГС по целеуказанию от прицельной системы (РЛПК, КОЛС, НСЦ, РЦУ) или без целеуказания в режиме (Ψо соответственно в зоне разрешенных дальностей пуска или при определении дальности глазомерно).

Максимальные дальности пуска ракеты Р-73 во всем возможном диапазоне ее боевого применения по целям, летящим на режимах двигателя «Максимал» и «Форсаж» на уравненных скоростях (Vи/Vц =1), составляют:

— в ЗПС — 2,8—13 км

(при соотношении Vи/Vц =2 до 19 км);

— в ППС — 4,5—30 км.

Дальности захвата ТГС цели типа F-15 приведены в таблице.

- 194 -

Дальности захвата ТГС цели типа F-15 при работе

двигателей в режиме «Максимал» (расчетные)

В наиболее вероятном диапазоне условий боевого применения в высокоманевренном воздушном бою (высоты истребителя и цели—до 8—10 км, скорости истребителя и цели—до 1100 км/ч, перегрузка цели—до 9) максимальные дальности пуска по цели типа F-15 (режимы силовой установки «Максимал» и «Форсаж») составляют:

— в ЗПС —2,8—12 км;

— в ППС —4,0—15 км.

Максимальная дальность пуска у земли по мишени ЛА-17 в ЗПС составляет 2,8 км, по мишени Ла-17К в ППС на средней высоте — 3,5—4,8 км.

- 195 -

Максимальная дальность пуска на высоте 9,4 км по мишени М17 в ППС составляет 10,5 км, на высоте 13,3 км по мишени Ла-17К в ЗПС —7,5 км.

Минимальные дальности пуска ракеты Р-73 при нулевых ошибках пуска и нулевых ракурсах по неманеврирующей цели составляют:

— в ЗПС — 0,3 км;

— в ППС — 0,65 км.

Минимальные дальности пуска ракеты при ошибках пуска 30—50° по маневрирующей цели с перегрузками 7—8 на ракурсах 90° для высот 1—8 км составляют 0,6—1,5 км соответственно.

На ракете реализована схема смещения в системе наведения для обеспечения попадания в корпус цели.

Разрешенные дальности пуска приведены на рисунке.

Зоны возможных пусков ракеты Р-73

Дальность пуска ракеты в ППС ограничена дальностью захвата цели ТГС.

- 196 -

Основные тактико-технические

характеристики ракеты

Превышение (принижение) цели ±(1,5+0,2 Нц) км

Максимальная перегрузка поражаемых целей 12

Перегрузка истребителей Без ограничения Максимальн. угол отклонения оси координатора ТГС ±75°

Максимальные углы пеленга цели ±60

Максимальный угол целеуказания координатора ТГС 45°

Время отработки угла целеуказания 45° 0,6—0,7 с

Скорость отработки угла целеуказания, не менее -64°/с

Угловая скорость автосопровождения 60°/с

Мгновенное поле зрения ТГС ±2,5°

Время захвата от выполн. ком-ды целеуказания 0,3—1,2 с

Время схода ракеты с пускового устройства 1,1—1,35 с

Время управляемого полета 23 с

Стартовая масса ракеты 105 кг

ПУШКА ГШ-301

Одноствольная авиационная пушка с боекомплектом 150 патронов предназначена для поражения воздушных и наземных целей снарядами ОФЗ, ОФЗТ, БР, БТ и ФЗ.

Пушка установлена в отсеке корпуса самолета, с левой стороны от кабины.

Основные тактико-технические данные пушки

Калибр 30 мм

Масса пушки 50 кг

Темп стрельб 1выстр./мин

Масса патрона ГШ-6-30 0,829—0,832 кг

Масса патрона АО-18 0,832 кг

Масса снаряда 0,388 кг

Начальная скорость снаряда (860±15) м/с

Живучесть пушки 2000 выстр

Для пушки применяются штатные патроны АО-18 и ГШ-6-30 калибра 30 мм с электрокапсюльной втулкой.

- 197 -

Управление стрельбой из пушки осуществляется с помощью переключателя КОМПЛ. — ОДИН. 0,5 КОМПЛ. (положение КОМПЛ. соответствует режиму «Автомат», положение ОДИН. 0,5 КОМПЛ.—режиму «Отсечка») и гашетки НО, которая имеет три положения:

— исходное — гашетка закрыта;

— предварительное — гашетка откинута (выдается признак НО в СУВ для решения задачи прицеливания при стрельбе из пушки);

гашетка нажата—стрельба.

При несрабатывании патрона от электрокапсюльной втулки через 0,15 с при нажатой гашетке НО подается напряжение на дополнительный запал, который пробивает гильзу «отсечного» патрона и поджигает пороховой заряд.

Пушка имеет систему охлаждения ствола. В качестве охладителя используется вода.

Символы, индицируемые на экранах СЕИ

- 198 -

1-метка цели в режимах обзора РЛС; 2-скоростъ полета приборная, при наведении по КРУ-истинная; 3-метка опознавания в режимах обзора РЛС; 4-заданнаяс КРУ "Бирюза"истинная скорость; 5-индекс тенденции изменения скорости полета; 6 - строб захвата РЛС; 7 - вектор текущей перегрузки в режимах бомбометания; 8 - индекс текущей дальности до цели в режиме НО при прицеливании несинхронным методом и визуально невидимой воздушной цели. Вершина киля соответствует дальности 1200 м, а основание - дальности 200 м; 9 - база цели, установленной на ПСР (индицируется на месте шкалы курса в режиме НО при атаке воздушной цели); 10 - шкала и индекс текущего курса в режимах обзора; 11 - прицельное кольцо при применении УР по воздушным целям; метки визирования цели при выдаче целеуказания с помощью КУ в режиме ОПТ; метка визирования цели при прицеливании несинхронным методом в режиме НО по визуально видимой цели; кольцо грубого прицеливания при стрельбе несинхронным методом в режиме НО по визуально невидимой цели; прицельная марка при атаках наземных целей с прицеливанием методом ПЗ; директорное кольцо заданной перегрузки при бомбометании; 12 - метка положения антенны РЛС в режиме автосопровождения цели с применением УР; метка точного прицеливания в режиме НО при атаках воздушных целей с прицеливанием несинхронным методом по визуально невидимой цели; 13 - строб захвата КОЛС; 14 - неподвижное электронное перекрестив; 15 - символ самолета; 16 - заданная с КРУ "Бирюза" высота цели; 17 - высота от СВС, а при наличии справа индекса Р - от радиовысотомера; 18 - шкала тангажа; 19 - прицельная дорожка при прицеливании методом "Прогноз-дорожка"; 20 - линия, ограничивающая рабочее поле экранов СЕИ в режиме обзора РЛС или КОЛС; 21 - метка шкалы крена; 22 - метка горизонта (на ИПВ); 23 - положение зоны обзора РЛС по углу места(на ИПВ); 24 - линия авиагоризонта; 25 - тип оружия на выбранных подвесках (временно допускается высвечивание на СЕИ признака С-5 при наличии на самолете АПУ-68УМ2 и отсутствии подвесок); 26 - остаток боекомплекта пушки в четвертях; номер текущей строки в режиме обзора РЛС (на ИПВ); 27 - готовность глиссады; 28 - готовность УР к пуску; 29 - наличие оружия на подвесках;

- 199 -

30 - прицельная марка при атаках наземных целей с применением неуправляемого оружия при прицеливании несинхронным методом; 31 - несход и обесточивание УР; 32 - дальность до ППМ (аэродрома) в режиме навигации; 33 - команда "Пуск разрешен"; 34 - команда "Отворот"; 35 - положение зоны поиска РЛС (КОЛС) по азимуту; 36 - готовность курса; 37 - прицельная марка с дуговой шкалой текущей дальности при прицеливании по воздушным целям несинхронным методом по информации от КОЛС или РЛС по визуально видимой цели; 38 - ракурс цели; 39,40 - разовые команды "Форсаж", "Привод" от КРУ "Бирюза"; 41 - минимальная дальность применения ракет и пушки; 42 - разовая команда "Перенацеливание" от КРУ "Бирюза". Команда "Горка" в режимах прицеливания с РЛПК с применением УР по воздушным целям, команда на выполнение полупетли при бомбометании с кабрирования; 43 - разовая команда "Свой" от системы опознавания при атаке своей цели только в режиме СУВ РЛС; 44 - разовая команда "Атака" при захвате цели на автосопровождение РЛС или КОЛС, а также при выработке команды на излучение ЛД при атаках наземных целей. Разовая команда "Вертикаль" от КРУ "Бирюза"; 45 - индекс текущей дальности до цели или времени, оставшегося до сброса АБСП (начала кабрирования) в режимах бомбометания; 46 - активная помеха, пассивная помеха; 47 - признак используемого режима РЛС или КОЛС; 48 - шкала текущей дальности до цели или времени, оставшегося до сброса АБСП (начала кабрирования); 49,50 - максимальные разрешенные дальности пуска (Др макс 2 Др макс 1); 51 - признак атаки в переднюю полусферу цели; 52 - метка управления по курсу при наземном наведении или полете по маршруту в режиме "Навигация"; метка отклонения от курса и глиссады в режиме "Посадка"; 53 - индекс текущей дальности до цели от системы наземного наведения; 54 - зона захвата цели в режимах РЛС-БЛ. БОЙ или ТП-Б. БОЙ

АТАКА ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ С ПРИМЕНЕНИЕМ РЛ ПК-29

Выход в район цели выполнять по командам, передаваемым на борт истребителя автоматически с НАСУ (приборное наведение) или офицером боевого управления (глазомерное наведение).

- 200 -

При приборном наведении на борт истребителя поступают: значение заданной истинной скорости истребителя, заданный курс полета истребителя, высота полета цели и разовые команды на, изменение условий полета. Принимаемые команды наведения отображаются на экранах ИЛС и ИПВ (рис. 1).

Управление истребителем в горизонтальной плоскости осуществлять вручную по кольцу наведения, отклонение которого от центра электронного перекрестия соответствует разности заданного и текущего курсов полета. При совпадении заданного и текущего курсов на ПНП кольцо наведения должно быть совмещено с электронным перекрестием на ИЛС.

Управление истребителем в вертикальной плоскости осуществляется по заданной офицером боевого управления программе набора высоты.

При поступлении команд наведения включить режим работы РЛПК в соответствии с индицируемой на экране ИЛС полусферой атаки: ППС—режим В, ЗПС—режим Д. По имеющейся информации уточнить условия встречи с целью (превышение, принижение, скорость и характер полета цели) и проконтролировать положение органов управления СУВ-29 в соответствии с этими условиями. При наведении в ЗПС включить режим «Взаимодействие», установив переключатель ТОРМОЗ—БЕЗ ТОРМ в положение ТОРМОЗ.

До выхода на дальность обнаружения цели РЛПК вести радиоориентировку и осмотрительность. Дальность до цели контролировать по метке текущей дальности, индицируемой на экране ИЛС. Излучение РЛПК включается автоматически за 2 мин до выхода цели на рубеж уничтожения при наведении с ПН «Сплав» или на дальности км в ППС и 36 км в ЗПС при наведении в системе «Воздух-1М».

Признак включения излучения — высвечивание индекса РЛ слева от шкалы дальности.

При непрохождении команды РЛ на указанных дальностях включить излучение вручную, установив переключатель ИЗЛ — ЭКВ.—ОТКЛ. в положение ИЗЛ.

- 201 -

С включением режима обзора антенна РЛПК отрабатывает команды целеуказания, поступающие с ПН. Положение зоны обзора по азимуту индицируется на экране ИЛС (рис. 1, поз. 14), а по наклону—на экране ИПВ (рис. 1, поз. 16). В правой части ИПВ внизу высвечивается, кроме того, номер строки (1, 2, 3, 4, 5, 6), на которой в данный момент происходит обзор пространства (рис. 1, поз. 17). Поиск метки цели на экране ИЛС вести на нулевом азимуте на уровне метки текущей дальности.

Рис 1. Виды экранов ИЛС (а) и ИПВ (б) на этапе обнаружения цели (приборное наведение):

1 — признак включения излучения БРЛС; 2 — полусфера атаки (ППС — передняя полусфера, ЗПС — задняя полусфера); 3 — текущее значение истинной скорости полета истребителя; 4 — заданное значение истинной скорости полета истребителя с НАСУ; 5 — текущая дальность до цели с НАСУ; 6 — шкала и индекс текущего курса; 7 — высота полета цели; 8 — барометрическая высота полета истребителя; 9 — строб захвата цели; 10 — метка опознавания; 11 — метка цели; 12 — четка ложных целей; 13 — кольцо управления истребителем в горизонтальной плоскости; 14 — положение зоны обзора по азимуту; 13 — разовые команды с НАСУ; 16 — угломестное положение зоны обзора относительно горизонта; 17 — номер строки зоны обзора.

- 202 -

При глазомерном наведении команды на борт истребителя передаются офицером боевого управления голосом по каналу радиосвязи. Выполняя команды управления по курсу, скорости полета и высоте, летчик после выхода на высоту атаки должен установить переключатель АЯ в положение, соответствующее разности высот полета цели и истребителя (вверх «+» или вниз«—»).

Рис. 2. Вид экранов ИЛС (а) и ИПВ (б) на этапе обнаружения при глазомерном наведении

По команде офицера боевого управления на дальности, обеспечивающей минимальное время работы РЛПК с включенным излучением (Двкл. изл=Др. макс+0,01Vсбл, Где Vсбл, км/ч), установить переключатель ИЗЛ.—ЭКВ.—ОТКЛ. в положение ИЗЛ.

После включения излучения РЛПК проконтролировать положение зоны обзора по азимуту (переключатель ЗОНА, как правило, должен находиться в среднем положении) и до обнаружения и устойчивого захвата цели устанавливать кнюппелем строб захвата на текущую дальность до цели.

Вид экранов ИЛС и ИПВ при глазомерном наведении на этапе обнаружения приведен на рис. 2.

Положение самолета в пространстве по крену и тангажу контролировать по линии авиагоризонта на ИЛС в сочетании с показаниями КПП, выдерживание высоты — по экрану ИЛС, показаниям высотомера и ДА-200.

- 203 -

В зависимости от условий воздушной обстановки, режима paботы РЛПК, высоты полета истребителя, характера подстилающей поверхности на экране ИЛС могут наблюдаться ложные отметки различной интенсивности, затрудняющие действия летчика по обнаружению и захвату цели. По этой причине особенно затруднено выделение цели в обзоре в режиме Д на дальностях менее 10 км. По внешнему виду ложные отметки аналогичны отметке от цели, поэтому в таких условиях обнаружения распознать цель среди помех можно только с помощью информации с КП.

Следует учитывать особенности индикации ИЛС при смещении зоны обзора РЛПК влево или вправо. Ввиду того что зона обзора РЛПК независимо от смещения ее влево или вправо отображается в пределах всей площади экрана ИЛС, определять азимутально положение цели в режиме обзора по ее радиолокационной отметке необходимо с учетом положения зоны обзора по азимуту относительно продольной оси истребителя.

При несмещенной зоне продольная ось истребителя совпадает с серединой зоны, поэтому положение метки цели относительно центра экрана соответствует в масштабе ИЛС местоположению цели относительно истребителя.

При смещении зоны вправо, левая ее граница располагается под углом 15° правее продольной оси истребителя, отметка сместится влево от центра экрана. Если не учесть смещения зоны, можно по отметке цели ошибочно принять, что она находится левее истребителя.

Аналогичная ошибка в определении направления на цель может произойти и при смещении зоны обзора влево.

После обнаружения цели проконтролировать наличие отметки; опознавания, формируемой в РЛПК автоматически без участия летчика, и доложить КП. Получив разрешение на атаку, установить выключатель ГЛАВЫ.—ОТКЛ. в положение ГЛАВН., при необходимости маневром самолета в горизонтальной плоскости; переместить отметку цели на нулевой азимут и выполнить захват цели, для чего кнюппелем совместить строб с отметкой цели и нажать кнопку МРК. ЗАХВ. ПЗ на 1,5—2 с. После захвата на экране ИЛС высвечивается

- 204 -

индекс А, обзорная информация сменяется на прицельную. Масштаб шкалы дальности переключается на 100 км при дальности до цели менее 100 км, на 50- км—при дальности до цели менее 50 км, на 25 км — при дальности до цели менее 25 км, на 10 км—при дальности до цели менее 10 км.

Справа от шкалы дальности появляются метка текущей дальности и зона разрешенных дальностей пуска ракет, а также прицельное кольцо, метка положения антенны РЛПК («ромб» или «точка»), метка вектора скорости цели и неподвижное перекрестие.

Вид экрана ИЛС после захвата «своей» цели показан на рис. 3. После захвата доложить КП, маневром самолета совместить прицельное кольцо с электронным перекрестием. Дальность до цели в процессе сближения определять по метке текущей дальности, а ракурс атаки — по положению вектора скорости цели.

Скорость сближения с целью определять по характеру перемещения метки текущей дальности, обеспечивая сближение при атаке в ЗПС с разностью скоростей цели и истребителя не менее 150 км/ч на дальностях более 15 км и 50 км/ч—на дальностях менее 15 км.

До команды «Горка» при совмещении прицельного кольца с перекрестием обеспечивается полет истребителя в горизонтальной плоскости по кривой погони, в вертикальной — с выдерживанием заданного превышения (принижения), установленного переключателем ΔН. При несоответствии текущего и заданного значений превышения (принижения) прицельное кольцо будет смещено вверх или вниз относительно перекрестия. На рисунке показано, что летчик на этапе поиска цели не выдерживал заданную высоту полета, вследствие чего после захвата прицельное кольцо по вертикали отклонилось вниз. Подобная ошибка кроме уменьшения дальности обнаружения может привести и к срыву атаки в случае принудительного сброса захвата цели летчиком из-за неуверенности в правильности захвата РЛПК атакуемой цели (цель находится выше истребителя, а кольцо отклонилось вниз).

Для исключения таких случаев необходимо на этапе поиска выдерживать заданную высоту полета и в соответствии с текущим пре-

- 205 -

вышением (принижением) цели относительно истребителя выбирать положение переключателя ΔН.

На этапе сближения с целью, выдерживая скорость полета М³0,6, определить порядок применения управляемых ракет, для чего установить переключатели КОМПЛ. — ОДИН. 0,5 К. ОМПЛ. и ВНУТР. — ВНЕШН. в соответствующие положения.

Рис. 3. Вид экрана ИЛС после захвата «своей» цели (а—до команды «Горка», б—после прохождения команды «Горка»):

1—признак наличия управляемой ракеты на выбранных подвесках; 2—вектор скорости цели (ракурс); 3, 4. 5 — метки разрешенных дальностей пуска Дрмин, Дрмакс1, Дрмакс2; 6—признак режима автосопровождения цели РЛПК; 7 — метка положения антенны РЛПК (метка цели); 8 — текущая дальность до целя от РЛПК; 9 — индекс, указывающий, что РЛПК захватил «свою» цель (переключатель ЗАХВАТ—в положении СВОЙ); 10—прицельное кольцо; 11—тип ракеты на выбранных подвесках; 12 — команда «Горка»; 13 —индекс ПР («пуск разрешен»).

По команде «Горка» (кольцо скачком перемещается вверх или вниз) перевести самолет в набор высоты или на снижение, совмещая прицельное кольцо с перекрестием (при пуске с заданным принижением (превышением) устранить ошибку прицеливания только по азимуту).

- 206 -

При высвечивании на экране ИЛС индекса ПР уточнить прицеливание, нажать гашетку PC. СС. Б и доложить КП. Если при подходе метки текущей дальности к зоне разрешенных дальностей пуска отсутствует готовность ракет Р-27Р (Р-27ЭР) или неустой чив (мигает) индекс ПР, установить переключатель ПОДГОТ. в положение РУЧН. (включить кнопку-лампу ПОДГОТ. РУЧН.). Вид экрана ИЛС в момент пуска управляемой ракеты Р-27ЭР показан на рис. 4.

После пуска ракеты с радиолокационной головкой самонаведения для обеспе-чения подсвета цели не допускать выхода «ромба» («точки») за пределы условий границы отклонения «ромба» («точки») экрана ИЛС до поражения цели или выдачи команды «Отворот». При маневре цели (определять по поведению вектора скорости цели на экране ИЛС или по

Рис.4. Вид экрана ИЛС при пуске

управляемой ракеты Р-27ЭР

информации КП) выполнить пуск второй ракеты Р-27Р (Р-27ЭР) на дальности, равной Др. max 2. После схода ракеты на экране ИЛС гаснут индексы готовности и наличия ракеты на подвеске, с которой сошла ракета. Смена индекса выбранных для пуска ракет средней дальности происходит автоматически после пуска второй ракеты. Если необходимо применение ракеты малой дальности при наличии на подвеске ракеты средней дальности, установить переключатель ВНУТР. — ВНЕШН. в положение ВНЕШН., при этом на экране ИЛС высветятся индексы типа и наличия ракет малой дальности на внешних подвесках. Ракеты малой дальности автоматически выбираются к применению при условии, что Дтек<Др. мин для ракет средней дальности.

- 207 -

Во всех случаях, кроме атаки маловысотной цели (Нц<500м) при совмещении прицельного кольца с перекрестием обеспечивается выход истребителя на высоту цели. Поэтому после пуска 1-й ракеты с радиолокационной головкой самонаведения в ППС выдерживать условия по совмещению кольца с перекрестием для возможного пуска 2-й ракеты до дальности не менее 15 км, после чего начать отворот влево (вправо) до угла визирования, при котором метка цели («ромб» или «точка») займет среднее положение между перекрестием и шкалой дальности (тангажа). Затем перевести самолет в прямолинейный полет с первоначальным курсом, удерживая «ромб» в этом положении до визуального обнаружения цели или до выхода на дальность начала маневра в ЗПС (расхождения для повторного наведения в учебных полетах).

Отворот от цели на указанной дальности необходимо выполнять из условий безопасности полета, а также для занятия исходного положения перед выполнением маневра по выходу в ЗПС цели в случае ее непоражения ракетами средней дальности. При этом обеспечивается подсвет цели для второй ракеты. При отсутствии условий для визуального обнаружения цели маневр начинать на дальности 7—8 км. Маневр выполнять с набором высоты (цель выше истребителя) или со снижением (цель ниже истребителя), обеспечивая по возможности угол визирования антенны РЛПК более 5° вверх.

После прохода ракурса 4/4 увеличитьскорость сближения более 60 км/ч. В случае срыва захвата при выходе в ЗПС поиск цели осуществлять по командам К. П, предварительно включив режим Д.

Рис 5. Вид экрана ИЛС при пуске

Из за большого объема эта статья размещена на нескольких страницах: 1 2 3 4 5 6 7 8 9