Последняя модификация
Проект 21-93 который фактически так и остался на бумаге, (кроме двух переоборудованных самолетов с.н. 75001105 (75-01-10), 75009521 (75-07-10), для показухи, которые таскали по всем выставкам и авиа-салонам . При всех разрекламированных достоинствах и превосходствах оказался никому ненужным. И только проект МиГ-21бис UPG (в последствии получившим название «Бизон») в числе двух переоборудованных на А.О. НАЗ «Сокол» индийских самолетов (с.н. 04-001 и 04-002) и последующей поставке комплектов для самостоятельной модернизации машин уже на территории Индии нашел своего единственного заказчика.
Давайте посмотрим, что представляла собой модификация, которая поставила точку в истории славного МиГ двадцать первого.
Планер самолета представляет собой цельнометаллический среднеплан с треугольным крылом и хвостовым оперением стреловидной формы, состоящим из горизонтального и вертикального оперения.
Планер имеет эксплуатационные разъемы, расчленяющие его на носовую и хвостовую части фюзеляжа, крыло, стабилизатор, руль поворота и другие части. Такое расчленение создает удобство при эксплуатации, замене двигателя, выполнение регламентных и других работ.
По конструкции фюзеляж представляет собой монокок. Имеющий эксплуатационный разъем по шпангоуту №28. Носовая часть фюзеляжа по конструкции является наиболее сложной. Поперечный силовой набор носовой части состоит из 28 шпангоутов, из которых шпангоуты № 1, 3, 11, 13, 16, 20,25 и 28 являются силовыми. Продольный набор каркаса состоит лонжеронов и балок с небольшим количеством стрингеров, что компенсируется применением наружных обшивок значительной толщины.
В зоне шпангоутов № 3-6 снизу фюзеляжа имеется ниша носовой стойки шасси, а сверху в отсеке размещены блоки оборудования.
От шпангоута № 6 до шпангоута № 11 расположена кабина летчика, где размещены приборы и органы управления самолетом, за кабиной, между шпангоутами № 13 и 28, размещены контейнеры пяти мягких топливных баков. Дополнительный (металлический) топливный бак накладывается сверху на фюзеляж.
В зоне шпангоутов № 16-20 справа и слева находятся ниши колес основных стоек шасси.
Внутренняя цилиндрическая полость фюзеляжа от шпангоута № 22 до шпангоута № 28 занята двигателем.
Передний обрез носовой части фюзеляжа образует воздухозаборник с выдвижным всережимным конусом, предназначенным для уменьшения потерь давления воздушного потока на входе в двигатель и для обеспечения устойчивой работы двигателя на всех режимах полета.
Управление положением конуса осуществляется автоматически системой в зависимости от степени сжатия воздуха в компрессоре. Кроме того на определенных высота полета и углах атаки вводится коррекция на дополнительный выход (уборку) конуса по углам отклонения стабилизатора.
Для предупреждения помпажа воздухозаборника на больших скоростях и высотах полета, при переводе самолета на большие углы атаки или при выключении форсажа в передней части воздухозаборника по обеим сторонам фюзеляжа установлены автоматически управляемые противопомпажные створки.
На случай отказа автоматического управления конусом воздухозаборника и противопомпажными створками предусмотрено ручное управление этими агрегатами.
В носовой части фюзеляжа установлены две симметрично расположенные створки для дополнительного забора воздуха в двигатель при взлете. Эти створки не управляются и открываются, когда давление воздуха снаружи воздухозаборника превышает давление внутри его.
Между шпангоутами № 11 и 13 в нижней части фюзеляжа справа и слева расположены ниши передних тормозных щитков. В зоне шпангоутов № 22-25 внизу находится ниша и узлы крепления заднего тормозного щитка и его гидроцилиндра.
Каркас хвостовой части фюзеляжа выполнен в виде поперечного (шпангоуты) и продольного (стрингеры) силовых наборов. Поперечный силовой набор состоит из 13 шпангоутов, из которых силовыми являются шпангоуты № 28А, 34, 35А и 36. Стыковой шпангоут № 28А имеет восемнадцать стыковых точек со шпангоутом № 28 носовой части фюзеляжа. Продольный (силовой) набор выполнен из прессованных профилей уголкового сечения.
Вертикальное оперение самолета состоит из киля и руля поворота, который крепится к узлам киля в трех точках. Киль жестко закреплен на хвостовой части фюзеляжа по шпангоутам № 34-36, а также заклепками к стальным угольникам.
Руль поворота клепанной конструкции состоит из лонжеронов, стрингеров, набора нервюр, обшивки и трех узлов навески. По задней кромке руля поворота установлен концевой вкладыш для регулировки путевой устойчивости самолета.
Горизонтальное оперение (управляемый стабилизатор) состоит из двух половин. Основными элементами конструкции каждой половины стабилизатора являются стрингеры, две силовые балки, набор нервюр и обшивка.
Крыло самолета треугольной формы в плане, с углом стреловидности по передней кромке 57º. Обводы крвла набраны из профилей с относительной толщиной у корня 4,2% и на конце 5%. На крыле установлены закрылки «плавающего» типа и элероны с осевой аэродинамической компенсацией.
В каждой консоли крыла имеется ниша для размещения основной стойки шасси. Крепление консоли к фюзеляжу осуществляется по стыковочным узлам на шпангоутах № 13, 16, 22, 25 и 28.
Кроме того, в каждой консоли имеются два герметичных топливных отсека, образованных элементами конструкции крыла. По размаху закрылков в крыле установлен газовый канал системы сдува пограничного слоя с закрылков.
В стыковочных узлах крепления консолей крыла с фюзеляжем сверху, на шпангоутах № 13, 16, 22, и 25 крепятся конформные контейнеры.
Закрылок клепано-клееной конструкции, расположен в задней корневой части крыла и состоит из лонжерона, лобового обтекателя, нервюр, сотового наполнителя, верхней и нижней обшивок и концевого вкладыша.
Элерон клепаной конструкции, расположен в задней концевой части крыла, ограниченной задним стрингером, нервюрой и законцовкой крыла, и подвешивается в трех точках. Каркас состоит из переднего и заднего лонжеронов, набора нервюр, верхней и нижней обшивок и концевого профиля – ножа, который на левом элероне используется в качестве неуправляемого триммера. В носке элерона установлен противофлаттерный груз из стального литья, вписанный в контур элерона.
Элерон управляется ручкой управления самолетом при помощи системы тяг и качалок и двух бустеров БУ-45А, включенных по необратимой схеме. Для имитации аэродинамических нагрузок при отклонении ручки управления от нейтрального положения в поперечном направлении служит пружинный загрузочный механизм.
Для понижения чрезмерной эффективности элеронов треугольного крыла на больших скоростях полета в системе управления элеронами установлен механизм нелинейного отклонения, который понижает «строгость» управления элеронами на больших скоростях полета и позволяет сохранить в допустимых пределах усилия на всех режимах полета с отключенными бустерами элеронов.
Стабилизатор управляется ручкой управления самолетом при помощи системы жестких тяг и качалок и двухкамерного бустера БУ-210Б, включенного по необратимой схеме.
Необходимая эффективность стабилизатора и естественный характер усилий на ручке управления обеспечивается автоматом АРУ-3ВМ, изменяющим величину передаточных отношений от ручки управления к стабилизатору и пружинному загрузочному механизму в зависимости от скорости и высоты полета ( пружинный механизм служит для имитации аэродинамических нагрузок при отклонении ручки управления от нейтрального положения в продольном направлении).
В систему управления стабилизатором включен механизм триммерного эффекта, позволяющий снимать или изменять усилие на ручке управления.
В системе продольного и поперечного управления установлен двухканальный автопилот АП-155СН, служащий для облегчения пилотирования самолета и повышения безопасности полета за счет стабилизации задаваемых летчиком параметров, определяющих положение самолета в воздухе (высоты полета, углов курса, а также углов и угловых скоростей крена и тангажа).
Управление поворотом осуществляется при помощи педалей через систему тяг и качалок без применения бустеров и нелинейных механизмов.
Шасси самолета – трехколесное убирающееся в полете. Носовая стойка убирается вперед и размещается в нише носовой части фюзеляжа. Эта стойка оборудована демпфером, предупреждающим возникновение автоколебаний. Основные стойки убираются в ниши крыла, при этом оси колес разворачиваются с помощью специального механизма и колеса в вертикальном положении убираются в ниши фюзеляжа.
Для предупреждения юза на пробеге после посадки шасси оборудовано системой автоматического растормаживания колес. В случае выхода из строя основной системы торможения предусмотрено аварийное торможение основных колес.
Для сокращения пробега имеется тормозной парашют, размещенный в гондоле под рулем поворота, и система сдува пограничного слоя с закрылков крыла. Сдув осуществляется воздухом, нормированный отбор которого производится за последней ступенью компрессора двигателя.
Турбореактивный двухвальный двигатель (изделие-25) имеет осевой восьмиступенчатый компрессор, десять индивидуальных камер сгорания трубчато-кольцевого типа в общем кожухе, двухступенчатую осевую газовую турбину и форсажную камеру с управляемым реактивным соплом.
Подача топлива в двигатель обеспечивается регулируемой топливной системой. Маслосистема автономная.
Запуск двигателя автоматизирован и производится нажатием одной кнопки.
В топливную систему самолета входят шесть фюзеляжных баков, четыре бака-отсека в крыле (по два в левой и правой консолях) и три подвесных бака – один подфюзеляжный (центральный) и два крыльевых.
Автоматически регулируемый порядок выработки топлива из баков обеспечивается сохранение необходимой центровки самолета на всех режимах полета.
Гидросистема состоит их основной и бустерной систем. Давление в каждой из гидросистем создается своим насосом переменной производительности НП34М-1Т. Максимальное рабочее давление составляет 210 кгс/см². Заправка обеих гидросистем закрытого типа.
Основная Гидросистема обслуживает шасси, закрылки, тормозные щитки, противопомпажные створки, выдвижной конус воздухозаборника, регулируемое сопло двигателя, одну камеру бустера стабилизатора, систему автоматического затормаживания основных колес при уборке шасси, клапаны обдува передних отсеков фюзеляжа и устройство для блокировки автопилота. Кроме того, основная система является дублирующей для питания бустеров элеронов при отказе бустерной системы.
Бустерная Гидросистема обслуживает два бустера элеронов, вторую камеру бустера стабилизатора, а также устройство для блокировки автопилота.
При отказе той или иной гидросистемы продольное управление самолетом обеспечивается одной работающей камерой бустера стабилизатора.
В случае остановки двигателя в полете управление самолетом до его посадки, при нормальных оборотах авторотации компрессора, обеспечивается автоматически включающейся аварийной насосной станцией и гидронасосами. При заклинивании двигателя или при пониженных оборотах авторотации посадка самолета обеспечивается насосной станцией и гидроаккумуляторами.
Воздушная система включает в себя две самостоятельные системы – основную и аварийную. Основная система обеспечивает торможение колес, выпуск и сброс тормозного парашюта, герметизацию откидной части фонаря, работу противообледенительной системы. Аварийная система обслуживает аварийный выпуск шасси и аварийное торможение колес основного шасси.
Кабина самолета закрывается фонарем, который защищает летчика от воздействия воздушного потока и обеспечивает ему необходимый обзор при взлете, полете и на посадке.
Герметизация кабины осуществляется с помощью резинового шланга, установленного в подфонарной панели.
Воздух для кабины отбирается от двигателя за компрессором. Необходимое давление в кабине поддерживается регулятором давления 2013В (АРД-57В) и выпускным клапаном 520Т. Температура воздуха в кабине поддерживается системой регулирования температуры, состоящей из задатчика температуры РР-53-5Т, приемник температуры ПП-19, блока управления БУТК-1, регулирующих заслонок 3410 и 3137.
Питание летчика кислородом на больших высотах, а также в случае разгерметизации кабины обеспечивается кислородной системой, состоящей из бортового оборудования и кислородной маски.
32 Источником постоянного тока на самолете является генератор-стартер ГСР-СТ-12000ВТ, обеспечивающий питание потребителей в полете и раскрутку двигателя при запуске на земле. На самолете предусмотрен автономный запуск двигателя от двух бортовых серебряно-цинковых аккумуляторных батарей 15СЦС-45Б. Они же, работая параллельно с генератором, являются резервным источником постоянного тока.
Источником переменного трехфазного тока напряжением 200/120в служит привод генератор ПГЛ-21И.
Потребители электроэнергии переменного трехфазного тока напряжением 37в питаются от понижающего трехфазного трансформатора Т-1,5/0,2.
Резервным источником электроэнергии переменного является преобразователь ПТО 1000/1500ОМ, который преобразует постоянный ток в переменный однофазный напряжением 115в и переменный трехфазный 37в.
Приборное и радиоэлектронное оборудование самолета обеспечивает пилотирование днем и ночью в любых метеорологических условиях.
Спасение летчика в аварийной ситуации обеспечивается катапультным креслом КМ-1М.
Продолжение следует.
В статье использованы фотографии с сайтов : www.tehno-foto.narod.ru. www.airliners.net
Выражаю огромную благодарность коллегам за помощь и содействие при подготовке данной статьи.
Разделы сайта
