Opis samolotu MiG-21 bis


  1. Wiadomości ogólne
  2. Podstawowe dane
  3. PŁATOWIEC
  4. Stożek
  5. Skrzydło
  6. Klapa
  7. Osłona kabiny
  8. SILNIK
  9. INSTALACJA PALIWOWA
  10. KABINA PILOTA
  11. PODWOZIE
  12. SPS
  13. TRYMER
  14. PILOTA AUTOMATYCZNY AP-155
  15. INSTALACJA HYDRAULICZNA
  16. INSTALACJA PNEUMATYCZNA
  17. UZBROJENIE
  18. Celownik ASP-PFD-21
  19. Działko Gsz-23


Wiadomości ogólne

 

MiG-21 bis jest średniopłatem ze skrzydłami trójkątnymi, dyfuzorem wlotowym silnika turboodrzutowego, usterzeniem w kształcie strzały i sterowanym statecznikiem poziomym. Dyfuzor wlotowy ma ruchomy stożek sterowany automatycznie. Na tunelu wlotowym znajdują się zasłonki dodatkowego wlotu powietrza i przeciwpompażowe.
Kadłub składa się z części przedniej i tylnej. Na kadłubie rozmieszczone są trzy hamulce aerodynamiczne.
Lotka skrzydła ma osiowe wyważenie aerodynamiczne. Trójpołożeniowe klapy typu "pływającego" wyposażone są w układ zdmuchiwania warstwy przyściennej z klap (SPS).
Instalacja paliwowa składa się z pięciu zbiorników wewnątrzkadłubowych, jednego zbiornika nakładanego, integralnych zbiorników skrzydłowych i zbiorników dodatkowych.
Samolot wyposażony jest w urządzenie przeciwpożarowe.
W układzie sterowania lotkami i statecznikiem poziomym znajduje się pilot automatyczny AP-155 z dwukanałowym układem automatycznego sterowania i stabillzacji, służący do polepszania charakterystyk stateczności i sterowności samolotu. Podłużne sterowanie samolotem odbywa się za pomocą statecznika poziomego. Ruch na obie połowy /płyty/ statecznika poziomego przekazywany jeet przez dwukomorowy wzmacniacz hydrauliczny. Zmiana obciążenia od drążka sterowego do sprężynowego mechanizmu obciążającego wzmacniaczy hydraulicznych statecznika poziomego odbywa się automatycznie w zależności od wysokości i prędkości lotu. Zapewnia to ujednolicenie techniki pilotowania i zmniejszenie wpływu nadmiernej efektywności statecznika poziomego na małych wysokościach i dużych prędkościach lotu. Poprzeczne sterowanie samolotem odbywa się za pomocą lotek. Do układu sterowania lotkami włączone są dwa wzmacniacze hydrauliczne. Mechanizm nieliniowego przełożenia zapewnia dostateczną czułość poprzecznego sterowania samolotem, szczególnie podczas lotu z dużymi prędkościami, kiedy efektywność lotek jest nadmierna. Układ sterowania sterem kierunku jest układem sztywnym, bez wzmacniaczy hydraulicznych.
Podwozie samolotu jest podwoziem trójkołowym. Przednia goleń podwozia chowa się we wnękę kadłuba, golenie główne chowają się we wnęki w skrzydłach, a koła we wnęki kadłuba. Do urządzeń startu i lądowania samolotu należą także klapy, wyposażone w układ zdmuchiwania warstwy przyściennej oraz spadochron hamujący, powodujący skrócenie drogi dobiegu samolotu podczas lądowania. Rakietowe przyspieszacze startowe skracają czas startu i długość rozbiegu samolotu.
Instalacja hydrauliczna samolotu składa się z dwóch oddzielnych niezależnych instalacji: głównej instalacji hydraullicznej i instalacji wzmacniaczy hydraulicznych. Instalacja wzmacniaczy hydraulicznych zasila wzmacniacze lotek i jedną komorę wzmacniacza statecznika poziomego. Główna instalacja hydrauliczna dubluje zasilanie wzmacniaczy hydraulicznych lotek. Oprócz tego główna instalacja hydrauliczna zabezpiecza zasilanie drugiej komory wzmacniacza hydraulicznego statecznika poziomego, działanie podwozia, klap, hamulców aerodynamicznych, zasłonek przeciwpompażowych, stożka tunelu wlotowego, zwieracza dyszy wylotowej, pilota automatycznego, sterowanie zaworami chłodzenia przedziałów kadłuba, a także automatyczne hamowanie kół podczas howania podwozia.
Instalacja pneumatyczna składa się z dwóch niezależnych instalacji: głównej i awaryjnej. Główna instalacja pneumatyczna jest przeznaczona do hamowania kół podwozia, hermetyzacji osłony kabiny, wypuszczania spadochronu hamującego , włączania instalacji przeciwoblodzeniowej, zrzucania rakietowych przyspieszaczy startowych, chłodzenia przedziałów. Awaryjna instalacja pneumatyczna służy do awaryjnego wypuszczania podwozia i awaryjnego hamowania kół.
Kabina pilota jest kabiną szczelną, typu wentylacyjnego z automatyczną regulacją temperatury i ciśnienia powietrza. Kabina wyposażona jest w instalację tlenową, składającą się z wyposażenia pokładowego oraz ubioru z hełmem szczelnym.
Fotel katapultowy, zapewnia pilotowi bezpieczne opuszczenie samolotu w całym zakresie wysokości lotu.


Podstawowe dane:

 

PŁATOWIEC

Płatowiec samolotu składa się z kadłuba, skrzydła i usterzenia ogonowego. Kadłub samolotu łączy wszystkie części płatowca, mieści kabinę pilota, zespół napędowy oraz urządzenia. Wykonany jest całkowicie z metalu o konstrukcji półskorupowej z dolnym zestawem czterech dźwigarów i podłużnic, wręg i pokryciem nośnym. Skrzydło samolotu jest trójkątne i ma kąt skosu 57o ( w stosunku do krawędzi natarcia). Krawędź spływu skrzydła tworzy z osią symetrii kadłuba kąt 90o. Profil skrzydła - prędkościowy, symetryczny. Do skrzydła przymocowane są główne golenie podwozia, w skrzydle rozmieszczone są komory zbiorników paliwa. Klapy wyposażone są w układ zdmuchiwania warstwy przyściennej (SPS), umożliwiający wykonanie podejścia na zmniejszonej prędkości, a tym samym skrócenie długości dobiegu samolotu podczas lądowania. Klapy wychylają się o 25o w czasie startu i o 45o- podczas lądowania. Usterzenie ogonowe składa się z usterzenia pionowego i poziomego. Usterzenie poziome stanowi sterowany płytowy statecznik poziomy o kącie skosu 55o. Usterzenie pionowe składa się ze statecznika pionowego i steru kierunku, a jego kąt skosu wynosi 60o. Tunel wlotowy rozdziela się na dwa kanały, opasujące kabinę i łączące się za nia w jeden ogólny cylindryczny kanał dopływu powietrza do silnika.


 

Stożek

Stożek ruchomy przeznaczony jest do zmniejszenia strat w tunelu wlotowym, zapewnienia maksymalnie efektywnego ciągu i stabilizacji pracy silnika na wszystkich zakresach. Stożek ruchomy umieszczony jest w przedniej części kadłuba, między wręgą nr 3 a przednim obrzeżem końcówki kadłuba. Oś stożka jest odchylona do dołu o 3o w stosunku do poziomej linii odniesienia samolotu.


 

Skrzydło

Skrzydło składa się z dwóch części. Szkielet każdego skrzydła składa się z dźwigara, dwóch podłużnic(przedniej i tylnej), głównej belki, tylnej ścianki komory zbiornika paliwa, żeber, pokrycia i podłużnic wzmacniających pokrycie. Głównymi siłowymi elementami skrzydła, odbierającymi wszystkie momenty zginające i obciążenia poprzeczne są: dźwigar skrzydła i belka główna. W każdym skrzydle znajdują się dwa integralne zbiorniki paliwa. Na każdym skrzydle znajdują się dwie belki do podwieszeń specjalnych, każda belka przymocowana jest do skrzydła dwoma węzłami: przednim i tylnym.

 

Klapa

Klapa typu prostego, w całości wykonana jest z metalu, wyposażona w system zdmuchiwania warstwy przyściennej SPS. Kształt klapy prostokątny. Klapa zamocowana jest w tylnej części skrzydła. W czasie lądowania samolotu klapy wychylają się o kąt 45o, podczas startu o kąt 25o. Budowa siłowników umożliwia zmianę kąta wychylwnia klap (pływanie klap) w zależności od siły aerodynamicznej działającej na klapy podczas zmiany prędkości lotu. W związku z takim typem klap, w czasie podejścia samolotu do lądowania z wychylonymi klapami w położenie LĄDOWANIE, klapy nie wychylą się o kąt 45o. Dopiero przy prędkości samolotu 390-400 km/h wychylą się o kąt większy niż 30o. W miarę zmniejszania prędkości lądowania zwiększa się kąt wychylenia klap aż do 45o.

 

Osłona kabiny

Osłona kabiny o kształcie opływowym stanowi przezroczystą nadbudówkę kabiny pilota i zapewnia pilotowi właściwą obserwację podczas lotu i lądowania. Osłona kabiny składa się z przedniej nieruchomej części i części odchylanej, wyposażona jest w układy: W konstrukcji osłony kabiny przewidziana jest możliwość niezależnego awaryjnego zrzutu osłony kabiny, polegająca na otwarciu zamków awaryjnych i podrzucie osłony przez układ pirotechniczny, uruchamiany dźwignią układu awaryjnego zrzutu osłony kabiny, umocowanej na prawej ściance kabiny. Przednia szyba wykonana jest z krzemionkowego szkła bezodpryskowego (triplex) o grubości 14 mm. Szyby boczne są wykonane ze szkła organicznego o grubości 10 mm. Odchylana część osłony kabiny jest wykonana w kształcie wypukłej osłony i otwiera się w prawo. Na ruchomej osłonie kabiny umocowany jest przyrząd obserwacyjny TS-27AMS (peryskop), umożliwiający obserwację tylnej półsfery samolotu. Przyrząd obserwacyjny jest pryzmatem optycznym, zamkniętym w metalowym korpusie. Zapewnia pole widzenia przy środkowym położeniu głowy pilota w linii pionowej 14o i w linii poziomej 30o. Podczas możliwej zmiany położenia głowy pilota, pole widzenia zwiększa się w linii pionowej do 60o i w linii poziomej do 90o. Aby uchronić zewnętrzne powierzchnie pryzmatu od zaparowania i oblodzenia przewidziane jest w przyrządzie elektryczne ogrzewanie tych powierzchni. Szczelność połączenia osłony kabiny z kadłubem zapewnia profilowany gumowy przewód uszczelniający, do którego doprowadza się powietrze pod ciśnieniem 2(+0,55;-0,3)kg/cm2 z instalacji pneumatycznej samolotu. Instalacja przeciwoblodzeniowa osłony kabiny służy do usuwania oblodzenia z przedniej szyby nieruchomej części osłony, przez rozpryskiwanie na jej powierzchnię spirytusu etylowego. Zbiornik spirytusu o pojemności 4,5 l znajduje się w przedniej części kadłuba. Instalację przeciwoblodzeniową włącza się przez naciśnięcie przycisku z napisem "PRZECIWOBLODZENIE, NACISNĄĆ", znajdującego się z lewej strony na górnej części tablicy przyrządów.

 

SILNIK

Silnik 37F2SK jest jednoprzepływowym turbinowym silnikiem turbinowym z dopalaczem, stosowanym w lotnictwie myśliwskim do napędu większości wersji myśliwskiego samolotu przechwytującego MiG-21. Silnik jest konstrukcji dwuwirnikowej z sześciostopniową sprężarką osiową, rurowo-pierścieniową komorą spalania, dwustopniową osiową turbiną reakcyjną i regulowaną dyszą wylotową na wszystkich zakresach pracy. Poza tym silnik posiada skrzynkę napędu agregatów, układ oljenia, układ zasilania paliwem i układ elektryczny. Silnik 37F2SK jest uniwersalny, gdyż może być stosowany prawie we wszystkich wersjach samolotu MiG-21. Ze względu na zastosowanie, silnik tan wyposażono w dopalacz pozwalający zwiększyć siłę ciągu o około 58 % (w stosunku do maksymalnego ciągu bez dopalania na ziemi).
Silnik 25 to bardziej efektywna,udoskonalona, rozwojowa wersja zespołu napędowego MiG-21bis. Posiada podobny do silnika 37F2SK układ konstrukcyjny. Dopalacz wyposażony w dodatkową pompę i układ zasilania paliwem pozwala na zwiększenie ciągu o 73 % w stosunku do ciągu maksymalnego na ziemi. W locie z prędkością okołodźwiękową na małej wysokości, ciąg na zakresie "Dodatkowego dopalania" może być większy niż ciężar startowy samolotu w wersji przechwytującej.
Turboodrzutowy silnik 25 jest silnikiem dwuwirnikowym, z osiową ośmiostopniową sprężarką przepływową, rurowo-pierścieniową komorą spalania z dwoma zapłonnikami i dwustopniową turbiną.
Trzy pierwsze stopnie wirnika sprężarki są osadzone na wspólnym wale z drugim stopniem turbiny i stanowią wirnik niskiego ciśnienia /WNC/. Pięć następnych stopni sprężarki osadzonych na wspólnym wale z pierwszym stopniem turbiny, stanowi wirnik wysokiego ciśnienia /WWC/. Komora dopalacza - przepływowa, cylindryczna z pierścieniowymi stabilizatorami płomieni, dwoma strumieniowymi kolektorami paliwa, antywibracyjnym i termoizolacyjnym ekranem i systemem rozpalania.
Dysza wylotowa - regulowana, ma powierzchnię o zmiennym przekroju wylotowym w zależności od zakresu pracy silnika. Przekrój wylotowy dyszy zmieniają zasłonki sterowane automatycznie. W skład wyposażenia silnika wchodzą:
  1. Instalacja elektryczna niezależnego i automatycznego rozruchu, zapewniająca uruchomienie silnika po naciśnięciu jednego przycisku.
  2. Instalacja elektrycznego zapłonu.
  3. Instalacja automatycznego zasilania zapłonników rozruchowychw tlen podczas uruchamiania silnika w locie.
  4. Nadążny układ elektryczno-hydrauliczny sterowania regulowaną dyszą wylotową z trzema siłownikami.
  5. Niezależna instalacja oleju, która wyposażona jest w sygnalizator opiłków w oleju i sygnalizator minimalnego ciśnienia w instalacji olejowej.
  6. Skrzynka napędów, na krórej umocowane są następujące agregaty:
Na korpusie komory spalania znajdują się kołnierze i króćce odprowadzania powietrza do wytwarzania nadciśnienia w kabinie, zbiornikach paliwa, zbiorniku hydraulicznym oraz do układu zdmuchiwania warstwy przyściennej z klap.
Silnikiem steruje się za pomocą dźwigni sterowania silnikiem /DSS/. W zależności od położenia DSS układ umożliwia ustalenie następujących zakresów:

 

 

Parametry techniczne silnika
Dane techniczne 37F2SK 25
długość silnika 4600 mm 4615 mm
masa silnika z agregatami 1194 kg 1289 kg
zużycie paliwa na ziemi 1000 kg/h 1000 kg/h
zużycie paliwa w powietrzu 2200-2500 kg/h 2400-2500 kg/h
ciąg maksymalny 3900(-100)kG 4100(-100)kG
ciąg na zakresie Pełne dopalanie 6175(+80-120)kG 6850(+30-135)kG
ciąg na zakresie Dodatkowe dopalanie ---- 7100(+70-140)kG
resurs techniczny 1200 h 1200 h
prędkość obrotowa WNC 11 150 obr/min 11 156 obr/min
prędkość obrotowa WWC 11 412 obr/min 11 362 obr/min

 

 

INSTALACJA PALIWOWA


Instalacja paliwowa samolotu jest przeznaczona do zasilania silnika paliwem na każdej wysokości i prędkości lotu. W skład instalacji paliwowej wchodzą: Paliwo na samolocie znajduje się w trzynastu zbiornikach paliwa: Układ kontrolny działania instalacji paliwowej zapewnia nieprzerwaną odległościową kontrolę pozostałości paliwa w zbiornikach i sygnalizuje (poprzez zapalenie odpowiednich lampek w kabinie) zakończenie opróżniania zbiorników z paliwa oraz awaryjną pozostałość paliwa do lądowania.

 

KABINA PILOTA

 

Kabina pilota jest kabiną szczelną, typu wentylacyjnego z automatyczną regulacją temperatury powietrza.
W skład instalacji wentylacji i zasilania kabiny wchodzą trzy magistrale, którymi do kabiny przepływa gorące, zimne lub mieszane powietrze. Powietrze do wszystkich trzech magistrali dopływa zza sprężarki silnika przez zawór rozdzielczy. Zaworem rozdzielczym steruje się elektrycznie za pomocą regulatora temperatury i przełącznika, który ma 4 położenia:
GORĄCE, ZIMNE, AUTOMAT, NEUTRALNIE. Przełącznik umieszczony jest w kabinie na lewym pionowym pulpicie.
Po ustawieniu przełącznika na ZIMNE, zawór rozdzielczy przepuszcza do kabiny powietrze, które jest uprzednio chłodzone w powietrznej chłodnicy (powietrze to jest chłodzone przez strumień przepływający przez tunel wlotowy do silnika) i chłodnicy turbinowej.
Zasada działania chłodnicy turbinowej jest następująca: powietrze sprężone ze sprężarki silnika przez powietrzną chłodnicę powietrza przepływa do aparatu dyszowego. W dyszach potencjalna energia sprężonego powietrza zamieniana jest na kinetyczną. Z dysz powietrze z dużą prędkością uderza w łopatki turbiny i wprawia ją wraz z całym wirnikiem w ruch obrotowy. Moc wytwarzana przez turbinę jest zatracana na obracanie wentylatora, który w tym przypadku służy jako hamulec powietrzny. W ten sposób kinetyczna energia powietrza jest zamieniana na mechaniczną pracę turbiny. Powietrze po wykonaniu pracy na łopatach turbiny traci 90 % swej prędkości początkowej, osiąganej w dyszach turbiny. Powietrze za turbiną ma mniejszą prędkość i temperaturę oraz ciśnienie. W przypadku pojawienia się w kabinie dymu, oparów nafty, oleju z silnika, zasilanie kabiny powietrzem można odciąć specjalnym zaworem odcinającym poprzez ustawienie go w położeniu ZAMKNIĘTE.

 

PODWOZIE

  

 

Podwozie składa się z przedniej i dwóch głównych goleni. Przednia goleń podwozia chowa się we wnękę kadłuba zgodnie z kierunkiem lotu samolotu. Główne golenie podwozia � typu teleskopowego, umocowane są w skrzydłach pod kątem prostym. Podczas chowania podwozia golenie główne, obracane przez mechanizm obrotu półosi, chowają się we wnęki w skrzydłach, a koła obracają o kąt 87o (względem goleni) i chowają się we wnęki kadłuba. Amortyzatory wszystkich goleni podwozia są amortyzatorami hydrauliczno-azotowymi z tłumieniem ruchu posuwisto-zwrotnego i umieszczone są wewnątrz cylindrycznej części goleni. Wypuszczenie i chowanie wszystkich goleni odbywa się za pomocą instalacji hydraulicznej, a awaryjne wypuszczenie za pomocą instalacji pneumatycznej. Ciśnienie robocze w ogumieniu wynosi odpowiednio 7 +0,5 kG/cm2 dla przedniego koła i 8 +0,5 kG/cm2 dla kół głównych. Koła wyposażone są w hamulce tarczowe i nadajnik bezwładnościowy. Jeżeli moment hamowania jest większy od momentu obrotowego koła (poślizg) nadajnik bezwładnościowy podaje impuls do elektromagnetycznego agregatu instalacji hamowania, który redukuje część ciśnienia w cylindrach hamulca, przerywając jednocześnie dopływ powietrza z instalacji. Podwozie ma świetlną sygnalizację w kabinie schowanego i wypuszczonego położenia oraz zewnętrzną sygnalizację położenia wypuszczonego (lampki na goleniach podwozia) przeznaczoną do sprawdzania wypuszczenia podwozia z ziemi w czasie lotów nocnych.

 

SPS

 

Układ zdmuchiwania warstwy przyściennej z klap /SPS/ jest przeznaczony do polepszenia warunków lądowania, zmniejszenia prędkości lądowania, skrócenia drogi dobiegu samolotu po wylądowaniu.
Skrócenie drogi dobiegu samolotu uzyskuje się przez zmniejszenie prędkości lądowania, kosztem wzrostu siły nośnej skrzydła, uzyskiwanej przez zwiększenie efektywności klap w wyniku zdmuchiwania z nich warstwy przyściennej. Warstwę przyścienną zdmuchuje się powietrzem pobieranym zza sprężarki silnika i kanałami gazowymi prawego i lewego skrzydła, przesyła do szczeliny przed klapami. Wymiary i kształt kanałów gazowych są tak dobrane, aby zapewnić jednakowe ciśnienie powietrza uchodzącego przez szczeliny z kanałów gazowych na całej długości klap.
Układ SPS włącza się do pracy przełącznikiem "SPS" na lewym pionowym pulpicie. Przy włączonym przełączniku SPS, instalacja uruchamiana jest automatycznie po wychyleniu klap o kąt 30o i na zakresach silnika, określanych położeniem DSS między ogranicznikami SPS a MAKSYMALNE. Ogranicznik SPS, odpowiadający obrotom 50+2-5%, ogranicza minimalne obroty silnika podczas lądowania z układem SPS. Zakres dopalania nie włączy się, gdy włączony jest układ SPS.

 

TRYMER

 

Mechanizm efektu trymerowego MP-100MT spełnia rolę aerodynamicznej płytki wyważającej (trymera aerodynamicznego) i w zależności od woli pilota zmienia neutralne położenie mechanizmu obciążającego, co zdejmuje obciążenie z drążka sterowego. Sterowanie mechanizmem efektu trymerowego odbywa się za pomocą przełącznika naciskowego, na rękojeści drążka sterowego. Aby usunąć siły wychylające drążek sterowy do tyłu lub do przodu należy nacisnąć przełącznik w kierunku �od siebie� lub �do siebie�, przy czym włącza się mechanizm efektu trymerowego i zwalnia sprężyny mechanizmu obciążającego, ustawiając go w neutralnym położeniu.

 

PILOT AUTOMATYCZNY AP-155

Pilot automatyczny AP-155 z dwukanałowym układem automatycznym sterowania i stabilizacji, służy do polepszenia charakterystyk stateczności i sterowności samolotu. Pilot automatyczny jest przeznaczony do zwiększenia bezpieczeństwa lotu na wszystkich zakresach od chwili startu aż do lądowania, na skutek automatycznego przywracania samolotu do lotu poziomego z dowolnego położenia wyjściowego, a także zwiększenia efektywności pracy pilota i zmniejszenia jego zmęczenia, na skutek stabilizacji ustalonych kątów przechylenia, pochylenia, kursu i wysokości lotu oraz tłumienia krótkotrwałych wahań samolotu w czasie lotu. W skład pilota automatycznego wchodzą bloki, wypracowujące elektryczne sygnały sterujące i agregaty wykonawcze, przekształcające sygnały elektryczne na mechaniczne przesunięcia elementów sterowania. Zasada działania pilota automatycznego oparta jest na mierzeniu parametrów, określających położenie i zakres lotu samolotu i przekształcaniu tych parametrów w wychylenia statecznika poziomego i lotek. Czynności te są wykonywane przez agregaty wykonawcze, zamocowane w układzie sterowania samolotem.

 

INSTALACJA HYDRAULICZNA

Instalacja hydrauliczna składa się z dwóch oddzielnych instalacji: Instalacja wzmacniaczy hydraulicznych, służy do zasilania wzmacniaczy hydraulicznych układu sterowania: Główna instalacja hydrauliczna zabezpiecza: W każdej instalacji źródłem energii hydraulicznej jest pompa tłokowa NP34M-1T o zmiennym wydatku. Normalne ciśnienie w zakresie od 180 do 215 kG/cm2 w obu instalacjach zapewnia regulator wydatku, włączony do konstrukcji pomp. W każdej instalacji jest jeden kulisty i jeden cylindryczny zasobnik hydrauliczny. Zasobnik hydrauliczny służy do uzupełniania w instalacji hydraulicznej ilości przetłaczanego przez pompę oleju, zapewniając płynną zmianę ciśnienia podczas gwałtownych zmian wydatku. Sterowanie agregatami wykonawczymi instalacji hydraulicznych odbywa sięza pomocą zaworów elektromagnetycznych, które są sterowane odległościowo z kabiny. Przy normalnej pracy instalacji wzmacniaczy hydraulicznych i głównej instalacji hydraulicznej, komory wzmacniacza statecznika poziomego są jednoczesnie zasilane z obu instalacji, a wzmacniacze lotek tylko z instalacji wzmacniaczy. Gdy ciśnienie w instalacji wzmacniaczy hydraulicznych obniży się do wartości równej przykładowo połowie wartości ciśnienia w instalacji głównej, wzmiacniacze lotek przełączają się automatycznie na zasilanie z głównej instalacji hydraulicznej. W przypadku odłączenia wzmacniaczy lotek lub obniżenia się ciśnienia w obu instalacjach hydraulicznych sterowanie lotkami odbywa się ręcznie. Wzmacniacz hydrauliczny statecznika poziomego w przypadku uszkodzenia jednej z instalacji, kontynuuje pracę z jedną komorą, przy czym siły na jego trzonie wykonawczym są wystarczające do sterowania statecznikiem poziomym na zakresie zakończenia lotu i lądowania. W przypadku uszkodzenia obu instalacji hydraulicznych niemożliwe jest sterowanie statecznikiem poziomym ze względu na siły występujące na drążku sterowym nie do pokonania siłą mięśni pilota.

 

INSTALACJA PNEUMATYCZNA

Instalacja pneumatyczna samolotu składa się z dwóch niezależnych instalacji: głównej i awaryjnej. Główna instalacja pneumatyczna jest przeznaczona do: Awaryjna instalacja pneumatyczna umożliwia awaryjne wypuszczanie podwozia i awaryjne hamowanie głównych kół podwozia. Źródłem energii zapewniającym działanie instalacji pneumatycznej jest sprężone powietrze zgromadzone w butlach pod ciśnieniem 110-130 kG/cm2.

 

UZBROJENIE

 


 

Celownik ASP-PFD-21

 


Celownik ASP-PFD-21 jest celownikiem optycznym, przeznaczonym do celowania do celów powietrznych i naziemnych podczas strzelania z działka, niekierowanych i kierowanych pocisków rakietowych oraz bombardowania z lotu nurkowego.

Dane celownika


Strzelanie do celów powietrznych:
  • odległość do celu - 400 - 2000 m ( niekierowane pociski rakietowe)
  • odległość do celu - 600(300) - 2000 m (działko)
  • wysokość lotu - 200 - 25 000 m
  • prędkość celu - 500 - 2000 km/h

Strzelanie do celów naziemnych:
  • odległość do celu - 2000 m
  • kąt nurkowania - 10o - 50o
  • wysokość lotu - 500 - 1500 m
  • prędkość samolotu - 600 - 1000 km/h

 

Działko GSz-23

 


Działko GSz-23 przeznaczone jest do niszczenia celów powietrznych i naziemnych z widzialnością wzrokową.
Podstawowe dane:
  • kaliber - 23mm
  • szybkostrzelność - 3000 - 3400 strz/min
  • prędk. pocz. poc. - 715 km/h
  • zapas naboi - 250 szt.

Do działka GSz-23 stosuje się naboje z pociskami:
BZT - przeciwpancerno-zapalająco-smugowe
- ma działanie przebijające i zapalające. Wyposaża się go w smugacz, którego czas pracy wynosi 5-6 sek. Pocisk BZT przebija pancerz o grubości 10-15 mm przy kącie spotkania do 30o.
BZA - przeciwpancerno-zapalająco-odłamkowy
- nie ma zapalnika. Kadłub ma końcówkę balistyczną, pod którą znajduje się kostka zapalająca o masie 5g. Pocisk przebija pancerz o grubości 10 mm przy kącie spotkania do 30o i powoduje zapłon np. paliwa w zbiorniku.
OFZ - odłamkowo-burząco-zapalający
- wyposaża się go w zapalnik ze zdalnym uzbrajaniem. Zapalnik uzbraja się w odległości 3,5-5,5m od wylotu lufy i zapewnia wybuch 200 - 300 mm za przeszkodą.
PRL - przeciwradiolokacyjny
- pocisk ten przeznaczony jest do zakłócania stacji radiolokacyjnych. W kadłubie pocisku umieszczone są 4 pakiety odbijaczy dipolowych. Za pomocą urządzenia wyrzutnikowego pakiety rozpraszane są po upływie 5-8 sek od chwili wystrzału.