Fil (22.01.2011)
Fil (22.01.2011)
Fil (22.01.2011)
Fil (22.01.2011)
Fil (22.01.2011)
Fil (22.01.2011)
Fil (22.01.2011)
Fil (22.01.2011)
Fil (22.01.2011)
Су-34, фронтовой истребитель-бомбардировщик
История создания Главным конструктором двухместного истребителя-бомбардировщика с первоначальным обозначением Су-27ИБ (заводской шифр самолета Т-10Б) был назначен Р.Г. Мартиросов, общее руководство возглавил Генеральный конструктор М.П. Симонов. В начале разработки истребитель-бомбардировщик рассматривался как модификация двухместного учебно-боевого варианта Су-27УБ, сохраняющая практически без изменения конструктивно-компоновочную и аэродинамическую схемы, большинство технических решений и боевые возможности прототипа в режиме "воздух-воздух". Летчика и штурмана-оператора предполагалось разместить рядом, вместо прежней схемы "тандем".
Это позволяло избавиться от дублирования некоторых приборов и органов управления, облегчить взаимодействие членов экипажа и обеспечить им приемлемые эргономические и санитарные нормы, возможность для отдыха и питания в ходе многочасового полета. Заданную дальность полета должна была быть обеспечена системой дозаправки топливом в воздухе. Это потребовало перекомпоновки самолета, особенно головной части его фюзеляжа.
Проектирование и доработка одного из серийных Су-27УБ в опытный экземпляр истребителя-бомбардировщика Т-10Б-1 были завершены, в основном, к 1990 г. Машина с бортовым номером 42 представляла собой серийную "спарку", у которой штатная головная часть фюзеляжа была заменена новой двухместной кабиной и входом через нишу передней опоры шасси, новыми наплывами крыла и другими изменениями согласно проекту истребителя-бомбардировщика. Первый полет опытной машины, которую пилотировал заслуженный летчик-испытатель А.А.Иванов, состоялся 13.04.1990 г. на аэродроме ЛИИ им. М.М.Громова. В дальнейшем проходили всесторонние испытания самолета с новой головной частью фюзеляжа, отработка дозаправки топливом в воздухе и другие исследования.
Для серийного производства нового самолета было избрано НАПО им. В.П.Чкалова, известного ранее как завод №153 и Новосибирский авиационный завод (НАЗ). Первый самолет был построен в конце осени 1993 г., а 18 декабря летчики-испытатели И.В.Вотинцев и Е.Г.Ревунов подняли его в первый полет в сопровождении бомбардировщика Су-24 с экипажем в составе летчиков-испытателей Е.Н. Рудакаса и А.И. Гайворонского.
В 1995 г. перекрашенный Су-34 с бортовым номером 45 был представлен на международном авиасалоне в Ле Бурже (Франция) под названием Su-32FN (Fighter Navy - морской истребитель). Это было третье наименование одного и того же самолета (заказчик по-прежнему именует его Су-27ИБ, фирма-разработчик – Су-34, за рубежом - Су-32, на заводе изготовителе - Т-10Б).
Назначение Истребитель-бомбардировщик Су-34 предназначен для нанесения мощных и точных ракетно-бомбовых ударов по наземным целям противника в его оперативно-тактической глубине. Наличие совершенного радиоэлектронного оборудования и управляемого ракетного оружия класса "воздух-воздух", а также высокие летные и маневренные характеристики позволяют использовать его как истребитель для ведения воздушного боя. Поэтому он может рассматриваться как многоцелевой самолет, а в качестве единственного зарубежного аналога - американский тактический истребитель F-15E, принятый на вооружение ВВС США в 1988 г.
Фюзеляж Головная часть фюзеляжа начинается эллиптическим радиопрозрачным обтекателем бортовой РЛС с острыми боковыми кромками. В ней оборудована кабина экипажа и ниша для передней опоры шасси. В носовой части обтекателя РЛС размещена штанга основного ПВД с антеннами радионавигационного оборудования, а на опытных экземплярах, дополнительно, датчики углов атаки и сноса.
В бронированной кабине летчик и штурман-оператор размещаются рядом. Вход в нее осуществляется через нишу передней опоры шасси с помощью встроенного трапа. Кабина позволяет летчику или штурману встать в полный рост. Она оборудована термосом, прибором для подогрева пищи, аптечкой, ассенизационным устройством. Для защиты экипажа от пуль и снарядов кабина выполнена в виде единой бронекапсулы. Головная часть фюзеляжа заканчивается закабинным отсеком, в котором размещен основной объем радиоэлектронного оборудования с доступом к нему через нишу передней опоры шасси и патронный ящик с боекомплектом пушки.
Самолет оснащен унифицированными катапультными креслами К-36ДМ для аварийного покидания машины во всем диапазоне высот и скоростей полета, включая движение по аэродрому. Катапультирование осуществляется вверх через проемы двух сбрасываемых створок фонаря. Каждый член экипажа имеет НАЗ с автоматическим радиомаяком, спасательным надувным плотом, продуктовым запасом, лагерным снаряжением, средствами сигнализации и медикаментами. Снаряжение экипажа состоит из высотно-компенсирующих костюмов или высотных морских спасательных комплектов, защитных шлемов и комплекта кислородного оборудования.
Хвостовая часть фюзеляжа состоит из двух мотоотсеков двигателей, хвостовых балок и центральной балки. В центральной балке размещены задний топливный бак, отсек контейнера с тормозными парашютами и отсек радиоэлектронного оборудования. Заканчивается она выступающим назад радиопрозрачным обтекателем большого диаметра.
Крыло и оперение Крыло самолета состоит из центроплана и отъемных консолей. Угол стреловидности по передней кромке составляет 42 градуса, удлинение – 3,5, сужение – 3,4. Механизация представлена отклоняемыми флаперонами с углом отклонения от +35 до -20 град., выполняющих функции закрылков и элеронов, и двухсекционным поворотным носком (угол отклонения 30 град.). Выпуск флаперонов и отклонение носка производятся на взлетно-посадочных режимах и при маневрировании. В консолях крыла кессонной схемы оборудованы топливные баки-отсеки. На каждой консоли имеются узлы установки четырех пилонов, в т.ч. один на торце крыла, для подвески вооружения. Вместо крайних пилонов на торцы крыла могут устанавливаться контейнеры с аппаратурой радиоэлектронного противодействия.
Горизонтальное оперение представляет собой дифференциально отклоняемый стабилизатор с электродистанционной системой управления. Консоли трапециевидной формы с углом стреловидности по передней кромке 45 град., размахом 9,8 м и площадью 12,2 м. Стабилизатор может отклоняться в пределах от +15 до -20 градусов. Управление по крену может происходить путем дифференциального отклонения половин горизонтального оперения с “ножницами” в 10 градусов.
Вертикальное оперение - двухкилевое, стреловидное (угол стреловидности по передней кромке 40 град), площадью 15,4 м. Каждый киль оснащен рулем направления, площадь двух рулей 3,5 м, углы отклонения – 25 град. в каждую сторону. В верхней части килей под радиопрозрачными обтекателями размещены антенны радиотехнических устройств.
Переднее горизонтальное оперение установлено в торце наплыва крыла и состоит из двух цельноповоротных консолей (размах 6,4 м, площадь около 3 м) с углом стреловидности по передней кромке консолей 53,5 градусов.
Шасси Шасси самолета трехопорное, убираемое в полете. На передней опоре полурычажного типа установлена спарка колес КН-27, на основных телескопических – двухколесные тележки с размещением колес КТ-206 по схеме “тандем”. Основные опоры шасси убираются вперед по полету в ниши центроплана с разворотом тележек, передняя убирается назад в отсек под кабиной экипажа. База шасси составляет 6,6 м, колея - 4,4 м.
Силовая установка Силовая установка самолета включает два двухконтурных турбореактивных двигателя с форсажными камерами АЛ-31Ф или их модификации. На серийных самолетах Су-34 могут применяться более мощные и экономичные модификации АЛ-31Ф (АЛ-31ФМ, АЛ-35Ф) с тягой от 12800 до 14000 кгс. Они размещены в отдельных мотогондолах, установленных под несущим корпусом самолета на расстоянии друг от друга, что устраняет их аэродинамическое взаимовлияние и позволяет подвешивать на пилонах между ними различное вооружение и контейнеры с оборудованием.
Топливная система самолета включает четыре бака увеличенного объема (три - в фюзеляже и центроплане, один - в консолях крыла), насосы подкачки (перекачки) топлива и топливоизмерительную аппаратуру. Возможна установка сбрасываемых подвесных топливных баков. Для дозаправки топливом в полете имеется выпускаемая штанга-топливоприемник в головной части фюзеляжа с двумя фарами ночной заправки. Дозаправка осуществляется от оборудованных самолетов-заправщиков Ил-78 (Ил-78М) и Су-24М.
Системы Самолет оборудован независимыми гидросистемами закрытого типа с приводом каждой от своего двигателя. Они используются для выпуска и уборки шасси, торможения колес, работы системы дистанционного управления, питания приводов (бустеров) органов управления, гидроцилиндров механизации крыла, выпуска и уборки защитных сеток воздухозаборников.
Воздушная система используется в качестве аварийной для выпуска шасси, для наддува кабины и блоков оборудования, другого.
Система электрооборудования обеспечивает постоянным и переменным током. Включает генераторы постоянного и переменного тока, приводимые в действие от роторов работающих двигателей, преобразователи однофазного и трехфазного тока, аккумуляторные батареи в качестве резервного источника электроснабжения.
Специальное бортовое оборудование На серийных самолетах Су-34 предполагается установка обзорно-прицельного, пилотажно-навигационного и радиосвязного оборудования, аппаратуры бортового комплекса обороны, системы объективного контроля и регистрации параметров.
В составе обзорно-прицельного оборудования может быть многорежимный радиолокатор переднего обзора и оптико-электронная прицельная система с лазерно-телевизионной аппаратурой и нашлемной системой целеуказания, а также локатор заднего обзора. Часть аппаратуры может быть размещена в сменных подвесных контейнерах. Для отображения информации от систем прицельно-навигационного комплекса может использоваться индикатор на лобовом стекле и многофункциональные индикаторы на жидких кристаллах на приборной доске кабины.
Пилотажно-навигационное оборудование может включать систему воздушных сигналов, систему автоматического управления, инерциальную навигационную систему, доплеровский измеритель скорости и углов сноса, систему спутниковой навигации, радиотехнические системы ближней и дальней навигации, маркерный приемник, самолетный ответчик, другую аппаратуру.
В составе бортового комплекса обороны могут быть станции радиотехнической разведки и активных помех, аппаратура обнаружения пуска ракет по их тепловому излучению, устройства выброса пассивных помех.
Для управления бортовым оборудованием может быть установлено 5-7 цифровых вычислительных машины.
Вооружение Под фюзеляжем по оси симметрии между мотогондолами по схеме тандем установлено два узла подвески вооружения. На каждой консоли крыла имеются узлы установки четырех пилонов (в т.ч. один на торце крыла) для подвески вооружения. Вместо крайних пилонов на торцы крыла могут устанавливаться контейнеры с аппаратурой РЭП.
В наплывах крыла размещено радиоэлектронное оборудование, а в правом наплыве находится установка 30-мм одноствольной скорострельной автоматической пушки. В нем выполнены специальные щели и жалюзи для охлаждения пушки, а для защиты обшивки от раскаленных газов при стрельбе в районе среза ствола установлен экран из жаропрочной стали.
Вооружение включает встроенную 30-мм пушку ГШ-301 и управляемое ракетное оружие. На 12 точках подвески может быть размещено: до 6 ракет типа класса "воздух-воздух" Р-27, Р-73 различных модификаций или до 8 ракет РВВ-АЕ; управляемое и корректируемое вооружение класса "воздух-поверхность" (до 3 ракет Х-59М или бомб КАБ-1500, до 6 ракет Х-25М и Х-29 различных модификаций, С-25Л, Х-31П (А) или бомб типа КАБ-500); неуправляемое вооружение (авиабомбы калибра от 100 до 500 кг, контейнерные системы (типа КМГУ), неуправляемые авиационные ракеты С-8 в 20-ствольных блоках Б-8М, С-13 в 5-ствольных блоках УБ-13 и С-25 в одноразовых пусковых устройствах О-25). Максимальная масса боевой нагрузки самолета достигает 8000 кг.
Самолет имеет значительный потенциал модернизации.
Помимо бомбардировочной модификации ведутся работы по созданию Су-34 в варианте самолета-разведчика и самолета РЭБ (радиоэлектронной борьбы).
Рассматривался вариант создания Су-34, предназначенного для борьбы с кораблями и подводными лодками. По предварительным проработкам (1995-97 гг.) предлагалось разместить в хвостовом обтекателе средства поиска подводных лодок - магнитометры и гидроакустические буи, а в состав вооружения ввести противокорабельные ракеты типа "Москит" и "Альфа". Впервые этот вариант был продемонстрирован на международном авиасалоне МАКС-97 в г. Жуковский.
Основные тактико-технические характеристики Су-34
Fil (23.01.2011)
Fil (23.01.2011)
Fil (23.01.2011)
9 апреля 2010. Севастополь.
Ракетный крейсер "Москва" уходит в сверхдальний океанский поход.
Ракетный крейсер "Москва" проходит Суэцкий канал.
Fil (23.01.2011)
7 сентября 2010 года.
МОСКВА входит в бухту Севастополя.
— 08.09.2010 —
С космодрома Плесецк удачно стартовала ракета «Рокот» с военными спутниками
«Сегодня в 07.30 мск с пусковой установки космодрома Плесецк боевой расчет Космических войск успешно осуществил пуск ракеты-носителя легкого класса «Рокот» с блоком космических аппаратов в интересах Минобороны и космическим аппаратом «Гонец-М», – сказал Золотухин.
Источник отметил, что старт ракеты-носителя прошел в штатном режиме.
Пуски ракет «Рокот» с космодрома проводятся уже более 10 лет. Первый пуск был 16 мая 2000 года. За это время с космодрома было проведено 13 пусков.
ИТАР-ТАСС
РОКОТ
"Ро́кот" (14А05) — жидкостная трёхступенчатая ракета-носитель легкого класса, спроектированная в Центре имени Хруничева на базе межконтинентальной баллистической ракеты РС-18 (УР-100Н УТТХ) (обозначение НАТО — SS-19 mod.2 Stiletto - Стилет)
CHyC (22.01.2011)
А-а-а-а-!!!!!
Тащусь от Ваших материалов!!!
Всех!!!
[video=Su-33 Russian Naval Flanker]3181[/video]
Fil (23.01.2011), Олег из Донецка (24.01.2011)
МБР УР-100(8К84) или SS-11«Sego» по классификации НАТО.
(по договору СНВ-1 - РС-10)
Разработка, испытания и развертывание
Первой поступившей на оснащение РВСН МБР второго поколения стала ракета УР-100 (8К84), разработанная в ОКБ-52 (с 1965г. ЦКБМ) под руководством В.Челомея. Задание на разработку «легкой»,пригодной для крупносерийной постройки, было выдано постановлением Правительства от 30 марта 1963г. По времени разработка УР-100 совпала с принятием на вооружение Р-16, а затем и Р-9А. Это давало возможность учесть слабые стороны ракет Королева и Янгеля, выявленные в процессе эксплуатации. Большим преимуществом УР-100 было то, что впервые в отечественном ракетостроении ракета при дежурстве изолировалась от внешней среды, она была заключена в «ампулу» — специальный контейнер, заполненный инертным газом. Уже 19 апреля 1965г. на полигоне Байконур начались летные испытания ракеты пуском с наземной пусковой установки. Для испытаний на полигоне были построены десять шахт глубиной 32м. и один командный пункт. Первый пуск из ШПУ состоялся 17 июля 1965г.
Всего по программе ЛКИ было проведено 60 пусков. К 27 октября 1966г. вся программа испытаний была успешно завершена. 24 ноября 1966г. БРК с ракетой УР-100 был принят на вооружение. Первые полки были развернуты в п.Дровяная Читинской области, Бершеть Пермской области, Татищево Саратовской области, Гладкая Красноярского края. Для своего времени БРК с МБР УР-100 был лучшим по своим боевым и эксплуатационным характеристикам в своем классе. К концу 1971г. было поставлено на боевое дежурство 940 ШПУ с ракетами этого типа. Производство ракет 8К84 было начато на Московском Машиностроительном заводе имени М.Хруничева в 1964г. Серийное производство было развернуто на Омском авиазаводе № 166 (ПО "Полет") и Оренбургском авиазаводе № 47 (ПО "Стрела").
Успехи в области создания систем управления заставили еще до принятия ракеты УР-100 на вооружение приступить к ее модернизации. Уже 23 июля 1969г. на полигоне Байконур начались летные испытания МБР УР-100УТТХ с более совершенной системой управления и расширенными возможностями по переприцеливанию ракеты, новую облегченную головную часть с повышенной надежностью и комплекс средств преодоления ПРО.
Были доработаны некоторые системы ракетного комплекса, что улучшило его эксплуатационные характеристики. С марта 1970г. эти ракеты стали поступать в боевые части. Одновременно дорабатывались существующие комплексы 8К84 и к 1974г. они были сняты с вооружения.
В 1971г. на вооружение принимается новая модификация ракеты, получившая обозначение УР-100К (15А20). Были доработаны двигательные установки обеих ступеней, повышен их ресурс и надежность. Длина топливного отсека первой ступени увеличилась. Масса полезной нагрузки возросла на 60%. Система управления на этой ракете позволяла дистанционно выбрать с командного пункта полетное задание для стрельбы и ввести данные в бортовые устройства. За счет применения режима форсированного разгона гироблоков удалось сократить время технической готовности ракеты к пуску. Ракета находилась на боевом дежурстве до 1994г.
В конце 1973г. заступил на боевое дежурство первый ракетный полк с ракетами УР-100К УТТХ (15А20У последняя ракета этого семейства). Она оснащалась ГЧ с тремя боевыми блоками рассеивающегося типа. Каждый блок содержал ядерный заряд мощностью 350 кт. Утяжеление ГЧ привело к сокращению максимальной дальности до 10500 км, однако эффективность поражения площадных целей заметно увеличилась. Позднее рассеивающая РГЧ была заменена на РГЧ ИН.
Конструкция ракеты.
Ракета конструктивно состояла из первой, второй ступеней и головной части. В корпусе первой супени размещались: четыре маршевых ЖРД РД-217, пневмогидравлическая система, система опорожнения баков и приборы системы управления. Корпус состоял из хвостового, топливного и переднего отсеков. Топливный отсек, выполненный из алюминиевого сплава АМг-6, представлял собой неразъемный блок, состоящий из бака окислителя и бака горючего, которые разделялись общим совмещенным двойным днищем. Двигательная установка первой ступени была выполненна по замкнутой схеме с дожиганием генераторного газа в камерах сгорания. Для управления полетом ракеты каждый двигатель отклонялся в одной плоскости гидравлическим рулевым приводом.
Вторая ступень по конструкции аналогична первой и состояла из хвостового, топливного и приборного отсеков. На ней устанавливали маршевый однокамерный ЖРД 15Д13 и четырехкамерный рулевой ракетный двигатель 15Д14. Они развивали тягу в пустоте 13,4т. и 1,5т. соответственно. В качестве компонентов топлива применялись азотный тетроксид и несимметричный диметилгидразин. Все баки перед стартом наддувались сжатым азотом и воздухом из баллонов, установленных в ШПУ, а в полете наддув осуществлялся продуктами газогенерации. Разделение ступеней ракеты осуществлялось с помощью пороховых ракетных двигателей, установленных на хвостовом отсеке первой ступени.
На ракете устанавливалась автономная инерциальная система управления, обеспечивавшая управление полетом на активном участке траектории в соответствии с заранее рассчитанной программой полета, а также обеспечивала автоматизированную подготовку пуска и пуск ракеты, дистанционный непрерывный и периодический контроль состояния ракеты с пункта управления БРК. В ее состав входили устройства установленные как в приборном отсеке, так и размещенные на пусковой установке. Система автономного управления разработана в НИИ АП под руководством Н.Пилюгина. КВО при
стрельбе на максимальную дальность составило 1400м. Термоядерная ГЧ имела мощность 1Мт. Ракета УР-100М была одной из первых МБР, оснащенных комплексом средств преодоления ПРО "Пальма".
Состав комплекса и его эксплуатация
Стартовый комплекс создан в КБ общего машиностроения (КБОМ) под руководством В.Бармина. Стартовый комплекс для ракеты 8К84 состоял из 10 рассредоточенных боевых стартовых позиций, на каждой из которых размещалась одна ШПУ 15П784. Все ШПУ были разнесены на дальность, обеспечивавшую непоражение одним ядерным зарядом противника двух соседних стартовых позиций (так называемые «ОС» - «отдельные старты»). Вблизи одной из боевых стартовых позиций размещался командный пункт БРК, связанный кабельными линиями системы боевого управления и связи со всеми стартовыми позициями. С командного пункта проводились постоянный и периодический контроль технического состояния ракеты, систем пусковой установки и управления пуском ракет. При этом предстартовая подготовка к пуску проходила в автоматическом режиме от автономных источников электроснабжения. Ракеты находились в ШПУ в заправленном состоянии. Предусматривалось проведение не реже одного раза в год регламента технического обслуживания пусковой установки с привлечением боевого расчета и подвижных средств позиционного района. Боевое дежурство пусковой установки и ракеты, а также пуск ракет осуществлялись без присутствия на них боевого расчета. Пусковая установка 15П784 представляла собой сооружение, состоящее из шахтного ствола и оголовка, закрытых сверху крышей защитного устройства. В стволе шахты были размещены: пусковое устройство, элементы стыковки кабельных и газовых коммуникаций с ракетой, элементы газоотводящего тракта, средства откачки грунтовых вод и другое оборудование. В оголовке пусковой установки была размещена аппаратура для подготовки и пуска ракеты, элементы системы дистанционного контроля и управления, средства снабжения ракеты сжатыми газами и другое оборудование. Шахта выдерживала давление
до 2 кг/см2, что равнозначно ядерному взрыву мегатонной мощности на расстоянии 1300 м. от ШПУ. Способ старта - газодинамический. В течение всего срока эксплуатации ракета находилась в специальном герметичном транспортно-пусковом контейнере (ТПК) заполненном инертным газом. В нем она транспортировалась, хранилась в ШПУ в постоянной готовности к пуску и из него стартовала. Днища ТПК герметизировалось специальной пленкой которая разрывалась при пуске ракеты. Применение мембранных клапанов, отделявших топливные баки с агрессивными компонентами от ракетных двигателей, позволило держать ракету постоянно заправленной в течение нескольких лет. Контроль технического состояния ракет одного боевого ракетного комплекса, а также предстартовая подготовка и пуск проводились дистанционно по командам с командного пункта полка. Защитное устройство для ШПУ имело время открывания 30 секунд и было выполнено в виде сдвижной железобетонной плиты, расположенной на наклонных рельсовых путях.
В середине 70-х годов был проведен комплекс работ по повышению защищенности шахтных пусковых установок и ракет установленных в них. Модернизации подвергся и ТПК. Его конструкция стала более рациональной и удобной, что позволило облегчить обслуживание ракеты и сократить в три раза время регламентных работ. Улучшилась система внутренней амортизации. Установка новой аппаратуры контроля дала возможность полностью автоматизировать цикл проверок технического состояния ракет и систем пусковых установок. В результате выполнения всех работ защищенность сооружений ракетного комплекса повысилась на порядок.
ТТХ ракаеты УР-100 (УР-100К)
Дальность стрельбы, км. 11000 (12000)
Длина ракеты, м. 16,93 (19)
Максимальный диаметр корпуса, м. 2,0 (2,0)
Стартовая масса, т. 41,4-42,3 (50,1 )
Тяга двигателя
первой ступени у земли, т. 80 ( )
КВО, м. 1000-1400 (1100)
УР-100
УР-100
УР-100
Ваши права
Ответить с цитированием
