ВІЙСЬКОВО-ПОВІТРЯНІ СИЛИ УКРАЇНИ
МЕТОДИЧНИЙ ПОСІБНИК
Літаки та засоби авіаційного ураження
авіації Збройних Сил України
ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛІТАКА МіГ-29
Легкий фронтовий винищувач МіГ-29 призначений для ведення повітряного бою на середніх та ближніх дистанціях. Може застосовуватись для дій по наземним та надводним цілям в межах візуальної видимості.
Конструктивна особливість - це інтегральне поєднання крила та фюзеляжу з двома підвісними двигунами ДТРД Р-33. Інтегральна схема передбачає використання єдиної несучої поверхні, що включає несучий корпус, плавно сочленений через зону розвитого напливу з крилом.
07.10.1977 року льотчик-випробовувач Федотов здійснив перший політ. А 01.11.1989 року льотчик-випробовувач Тімур Ібрагімов здійснив посадку на авіаносець “Адмірал Кузнецов”.
Вага порожнього літака 11100 кг серії 9-12
11350 кг серії 9-13.
Максимальна злітна вага 18480 кг
Розрахункова посадочна вага 12900 кг
Маса бомбового навантаження 2000 кг
Гранична посадочна вага 15760 кг
Швидкість максимальна у землі 1500 км/г
на висоті 13000 м 2400 км/г
Максимальне число М 2,35
Довжина розбігу 600-700 м
пробігу з гп 650 м
Швидкість відриву 260-280 км/г
посадки 250-260 км/г
Довжина пробігу без гп 750-850 м
Час розгону на Н=1000 м на ПФ
з 600-1000 км/г 13 с
Максимальне експлуатаційне
перевантаження + 9 - 3
Максимальна дальність польоту:
- без підвісок на Н=200 м 535 км 57хв
на Н=10-13 км 1250км 1г 22хв
- з трьома ПТБ на Н=200 м
без скидання баків 985 км 1г 40 хв
на Н=10-13 км
зі скиданням ПТБ 1970 км 2г 22хв
- відстань польоту на Н=10-13 км
без ПТБ 1045 км 1г 47хв
- бойовий радіус з 6-ю ракетами
на Н=200 230 км
Довжина літака 17.32 м
Розмах крила 11,36 м
Площа крила 38 м2
Кутовидність крила 42 гр.
Висота літака 4,73 м
Максимальна скоропід`йомність
на ПФ М=0,9 у землі 335 м/с
на Н=13 км 50 м/с
Двигун РД-33 - турбореактивний двухроторний двухвальний з ступенем двоконтурності 0.3-0.4 з максимальною тягою на форсажі 8300 кг на мінімальному форсажі 5600, на максимальному режимі 5400кг
Витрата повітря 76.5 кг/с
Ступінь Пк 21
Вага двигуна 950 кг
Тягоозброєність 1,15
Повна заправка паливом з трьома ПТБ 6750 кг
з двома ПТБ 5500 кг
з одним ПТБ 4250 кг
без ПТБ 3700 кг
Для залишення літака в аварійних ситуаціях використовується катапультне крісло К-36 д, яке гарантує аварійне залишення літака в слідуючих умовах:
- під час розбігу літака та пробігу на швидкості не менше 75 км/г;
- в горизонтальному польоті на швидкості менше 950 км/г без обмеження по висоті;
- на швидкості від 950 до 1200 км/г на висоті більше 40 м;
- на швидкості від 1200 до 1300 км/г на висоті не менше 80 м;
- в горизонтальному польоті та наборі висоти при крені 90 гр. на висоті не менше 100 м та при крені 180 гр. на висоті не менше 200 м;
- вага катапультного крісла 120 кг;
- максимальне перевантаження при катапультуванні 20 од;
- час дії максимального перевантаження 0,2 сек;
- висота вибросу крісла 80 - 85 м;
- початкова швидкість руху крісла 13,7 м/с.
Система управління озброєнням літака
Призначена для вирішення бойових та навігаційних задач при діях по наземним та повітряним цілям, підготовки та бойового застосування авіаційних засобів ураження, а також відпрацювання і індикації льотчику сигналів та команд, що забезпечують застосування озброєння з максимальною ефективністю.
СУО включає:
1.Радіолокаційний приціл РЛПК-29.
2. Оптико-електроний прицільно-навігаційний комплекс ОПрНК-29, до складу якого входить:
- квантова оптико-локаційна станція (теплопеленгатор, лазерний дальномір);
- система єдиної індикації (індикатор лобового скла, індикатор прямого бачення);
- бортова цифрова обчислювальна машина БЦВ-100м(ум);
- система навігації СН-29.
Літак МіГ-29 має вісім точок підвіски озброєння, на яких розміщується 24 варіанта засобів авіаційного ураження, які включають:
1.Кероване ракетне озброєння, яке представлено ракетами ближньої та середньої дальності типу Р-27, Р-73, Р-60 м.
2. Некероване ракетне озброєння типу С-5, С-8, С-24.
3. Бомбардувальне озброєння, яке представлено авіаційними бомбами калібру 500, 250, 100 кг та запалювальними баками ЗБ, КМГУ (контейнери малогабаритні).
4. Артилерійське озброєння типу встроєної гарматної установки ГШ-30-1.
5.Засоби викиду перешкод АСО-2в.
Радіолокаційний приціл РЛПК-29 забезпечує виявлення повітряних цілей, обробку сигналів з метою управління засобами авіаційного ураження та розпізнавання літака по типу “свій-чужий”.
РЛПК забезпечує винаходження повітряних цілей в різноманітних режимах, що літають з швидкостями від 210 до 2500 км/г на висотах від 30 до 23 000м та на відстанях в ЗПС 35-40 км, ППС- 50-70 км.
БЦВМ забезпечує виконання обчислювальних функцій при вирішенні задач визначення умов застосування озброєння літака, навігаційних задач, вибору виду зброї та видачі інформації льотчику для прийняття рішення.
ЛАЗЕРНИЙ ДАЛЬНОМІР призначений для вимірювання відстані до літаків у повітрі та до наземних цілей в діапазоні 3500-200 м.
ТЕПЛОПЕЛЕНГАТОР призначений для виявлення повітряних теплоконтрастних цілей на фоні хмар та поза ними на дальностях від 600 до 60 км.
СИСТЕМА ЄДИНОЇ ІНДИКАЦІЇ висвітлює основні прицільно-пілотажні параметри, необхідні для вирішення тактичних та навігаційних задач з видачею параметрів на лобове скло фонаря льотчика та індикатор прямого бачення , що розташований на приборній дошці кабіни льотчика.
СИСТЕМА управління озброєнням літака забезпечує підготовку до застосування зброї.
СИСТЕМА НАВІГАЦІЇ СН-29 вирішує навігаційні задачі та посадку літака.
ТАКТИКО-ТЕХНІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ КЕРОВАНОГО РАКЕТНОГО ОЗБРОЄННЯ
РАКЕТА виріб 60 класу “повітря-повітря”.
Призначена для ураження повітряних теплоконтрастних цілей у ближньому маневровому бою. Крім того, застосовується по наземним цілям, що мають тепловий фон. Система наведення ракети на ціль пасивна з використанням інфрачервоного випромінювання. Бойова частина ракети стержневого типу, ефективний радіус розльоту яких складає 5 м. Для підриву бойової частини встановлено контактний та неконтактний підривач. Система наведення ракети забезпечує політ ракети в точку зустрічі з ціллю по кривій погоні в результаті чого реалізується метод наведення трьох точок.
Вага ракети 50 кг
Висота бойового застосування 0,03 - 20 км
Перевищення цілі (пониження) 1 + - 0,15 Нц
Швидкість вражаємих цілей 600-2000 м/с
Ракурс цілей 0/4 - 4/4
Максимальна відстань пуску в ППС 1,5-12 км
ЗПС 0,2-7 км
Максимальне перевантаження
винищувача під час пуску 7
Час роботи двигуна ракети 4 сек
Ефективний радіус враження 5 м
Час керованого польоту 20 сек
Вага бойової частини 1,15 кг
Час самоліквідації 60 сек
РАКЕТА Р-73
Призначена для ураження повітряних теплоконтрастних цілей у ближньому маневровому бою. Крім того, застосовується по наземним цілям, що мають тепловий фон. Система наведення ракети на ціль пасивна з використанням інфрачервоного випромінювання. Бойова частина стержневого типу, радіоактивна. Швидкість розльоту стержнів 1200-1300 м/с. На соплі ракетного двигуна ракети встановлено дві пари інтерцепторів, які змінюють напрям газової струї, що у двічі підвищує маневреність. Для підриву бойової частини встановлено контактний та неконтактний радіопідривачі. Має ряд особливостей, а саме:
- високу перешкодну захищеність;
- збільшену відстань пуску;
- велике притаманне перевантаження;
- спеціальну систему управління, в тому числі керований вектор тяги.
Вага ракети 105 кг
Висота бойового застосування 0,02 - 20 км
Перевищення цілі (пониження) 1,5+ -0,15 Нц
Швидкість вражаємих цілей 600-2000 м/с
Ракурс цілей 0/4 - 4/4
Максимальна відстань пуску в ППС 1,5-30 км
ЗПС 0,6-13 км
Максимальне перевантаження
винищувача під час пуску 8
Притаманне перевантаження 60
Час роботи двигуна ракети 6 сек
Ефективний радіус враження 15 м
Час керованого польоту 40 сек
Вага бойової частини 2,45 кг
Час самоліквідації 60 сек
РАКЕТИ типу Р-27 використовуються наступних модифікацій: Р-27р, 27 т, 27ер, 27ет, 27п.
Р-27п - це ракета з пасивною головкою самонаведення для ураження радіолокаційних станцій.
Р-27р - радійна ракета з напівактивною ГСН.
р-27т - ракета з інфрачервоною пасивною головкою самонаведення.
Р-27ер - енергетична ракета зі збільшеною відстанню польоту, напівактивна РЛГСН.
Р-27 ет - енергетична ракета з інфрачервоною пасивною ТГСН.
| Тип ракети | 27р | 27т | 27ер | 27ет |
| Вага ракети, кг | 253 | 245,5 | 350 | 343 |
| Калібр, мм | 230 | 230 | 230/260 | 230/260 |
| Висота вражаємих цілей, км | 0,02-25 | 0,02-25 | 0,02-27 | 0,02-27 |
| Перевищення цілі, км | 10 | 10 | 12 | 12 |
ВСТРОЄНА ГАРМАТНА УСТАНОВКА (ГШ-30-1) розташована у напливі лівого півкрила. Призначена для ураження повітряних та наземних цілей.
Основні характеристики:
Калібр 30 мм
Вага 50 кг
Довжина 1978 мм
Початкова швидкість снаряду 860 +- 15 м/c
Живучість 2000 вистрелів
Темп стрільби 1500-1800 вистр./хв
Віддача 6000 кг
Відстань стрільби 16000-200 м
Боєкомплект 150 патронів
ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛІТАКА СУ-27
Одномісний позазвуковий всепогодний винищувач Су-27 призначений для завоювання переваги у повітрі, знищення противника у дальніх та ближніх маневрених боях, а також для ураження наземних та надводних цілей.
Літак виконано за інтегральною схемою, при якій крило та фюзеляж утворюють єдиний несучий корпус, що забезпечує високий коефіцієнт підйомної сили та значні маневрові характеристики. Така схема дає великі внутрішні об`єми , що використовуються для заповнення пальним, тому на літаку не передбачена система підвіски паливних баків (ППБ).
На літаку встановлено систему дистанційного управління (СДУ), яка наряду з забезпеченням нормальної продольної рівноваги на дозвукових швидкостях також забезпечує виконання вибраного маневру при збереженні доброї рівноваги та керованості у всьому діапазоні висот та швидкостей.
З метою забезпечення хорошої керованості літака по крену використовуються флаперони та диференціальне відхилення стабілізатора по крену.
Для забезпечення нормальної шляхової рівноваги та керованості у шляховий канал СДУ встановлено перехресний зв`язок руля повороту та відхилення РУС на кутах атаки більше 25 гр. з метою запобігання звалюванню.
Високі маневрові характеристики забезпечуються також завдяки відхиленню носків крила у всьому діапазоні допустимих кутів та на дозвукових швидкостях з одночасним відхиленням флаперонів.
До складу озброєння літака входить:
1. Керовані ракети типу “повітря- повітря”: К-27, 27Е, 27ЕР, 27ЕТ, 27т, К-73 та Р-60м.
2. Некеровані ракети: С-25, С--13, С-8.
3. Бомбардувальне озброєння: АБ-100, 150, 200, 250, 500.
4. Артилерійське озброєння: вмонтована гарматна установка ГШ-30-1 з боєкомплектом 150 патронів.
5. Запальні баки ЗБ-500.
6. Комбіновані малогабаритні установки КМГУ-2.
7. Разові бомбові касети РБК-500 (250).
Максимальна злітна вага 30450 кг
Нормальна злітна вага при 2Кх27+2К-73
з 9220 кг палива густиною 0.785 кг/л 26950 кг
з серії 19 при 9320 кг палива 27530 кг
Нормальна посадочна вага 17995 кг
Максимальна посадочна вага 23000 кг
Максимальна посадочна вага при 2990 кг палива 21000 кг
Залишок палива на посадці при 2К-73+ 2К-27 2270 кг
Практична бойова стеля на М=1,6 18500 м
Відстань польоту на Н=200 м при М=0,65 1380км
Н=12-14 км при М=0,86 3380 км
Максимальна швидкість у землі на “ПФ” 1400 км/г
Максимальне число М на висоті 2.3
Мінімальна швидкість горизонтального польоту 200 км/г
Відстань розбігу на ПФ 470м
на МАКС. 770 м
Швидкість відриву на ПФ 270 км/г
на МАКС. 285 км/г
Відстань пробігу без гальмівного парашуту 800 м
з гальмівним парашутом 620 м
Посадочна швидкість 230 км/г
Довжина літака 21,835 м
Розмах літака 14,7 м
Висота 5,93 м
Площа крила 62 м
Кутовидність крила 42 гр.
Бомбове навантаження 4500 кг
Колія шасі 4.34 м
База шасі 5.8 м
Запас палива 9600 кг
На літаку встановлено два двигуни ДТРДФ марки АЛ- 31ф з тягою на повному форсажі 12500 кг на “МФ” -8200 кг, МАКСИМАЛІ-7500 кг.
Ступінь двухконтурності - 0,53.
Тягозброєність у землі - 1,23 на Н=200 м при М=0,9.
Питоме навантаження на крило - 322 кг.
Допустимий коефіцієнт Су=1,85.
Максимальне експлуатаційне перевантаження - + 9 -3.
Граничне перевантаження по тязі Н=5 км V=700 км/г - 7 од.
Максимальне притаманне перевантаження -11,5.
Час розгону на Н=1 км від V=600 до 1100 км/г -15 сек
1100 до 1300 км/г -11 сек
Максимальна вертикальна швидкість 290м/с при М=0,9 на режимі двигунів ПФ.
Час віражу на Н=1 км при Пу=8 V=750 км/г - 17,6 сек, кутова швидкість - 20,4гр/с.
Радіус віражу на Н=1 км при V=400 км/г на Пу=3,6 становить 410 м.
тактико-технічні дані оптико-ПРИЦІЛЬНої та НАВІГАЦІЙНої СИСТЕМи Су-27
До складу ОПРНК-27 входить:
1. Радіолокаційний приціл.
2. Теплопеленгатор ТП-27.
3. Квантова оптично-локаційна станція.
4. Система єдиної індикації СЕІ-27.
Тактико-технічні характеристики БРЛС Су-27
| Параметри БРЛС | СУ-27 |
|
Макс.відстань виявлення при площі 3м2 на Н=8500 М ЗПС, км Макс.відстань захвату цілі |
при атаці зверху 30-40 при атаці знизу 50-55 при атаці зверху 30-35 при атаці знизу 45-50 |
|
Відстань виявлення при польоті на середній Н=1-4 кмППС, км ЗПС Відстань захвату ППС ЗПС |
80-100 25-35 65-80 25-30 |
|
Відстань виявлення при польоті на Н=200м ППС, км ЗПС Відстань захвату ППС ЗПС |
35-40 20-25 28-32 18-20 |
|
Зона обзору по азимуту (Автомат) по куту місця |
+-20 гр.(+-30) +8-3 гр. |
|
Зона автоматичного супроводу по азимуту по куту місця |
+-60 гр. +30-15 гр. |
РЛПК-27 забезпечує виявлення повітряних цілей, що летять з швидкістю 210 -2500 км/год в ППС та ЗПС.
Максимальні курсові кути виявлення цілей на швидкостях 600-700 км/год у зпс та ппс становлять 70-80 гр.
У режимі “вертикаль” забезпечується захват на Д=5 км візуально видимої цілі та на менших відстанях в усьому діапазоні швидкостей і на відставанні та зрівняних швидкостях (за рахунок турбінного ефекту) на всіх ракурсах, крім 4/4, де ціль з супроводження скидається.
При атаці цілі знизу вверх на Н=8500 м РЛПК забезпечує виявлення та захват цілі при зближенні з нею на V=300 км/год.
При виконанні зближення по досягненню відстані 40 км в ППС та 15 км в ЗПС РЛПК автоматично переходить в режим захвату цілі з режиму КВО в режим РНП.
В інших умовах при атаці цілі в ЗПС РЛПК забезпечує:
- виявлення та захват цілей при зближенні з ними з V=180 км/год та більше, а також при відставанні від цілі з V= 100 км/год та більше;
- автоматичний супровід цілі забезпечується при зближенні з ціллю 150 км/год.
РЛПК по курсу забезпечує всеракурсний супровід цілі, яка здійснює маневр по курсу на фоні вільного простору при кутах між цілями більше 3 гр. та V=150 км/г.
Лазерний дальномір вимірює відстань:
- до повітряної цілі Нв=Нц=5000 м (тип МіГ-21 у межах від 300-3000м з точністю до 3 м);
- до наземних цілей - в межах від 100-3000м з точністю до +-10м;
Тепловий пеленгатор забезпечує:
- дальність виявлення цілі типу Су-15 на максимальному режимі роботи двигунів на фоні чистого неба в ЗПС під ракурсом 0/4-2/4 -50 км;
- на фоні землі 20-35 км;
- на форсажі в ППС при R=1/4 -90-100 км.
ОСНОВНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ БОЙОВОГО ЗАСТОСУВАННЯ КЕРОВАНИХ РАКЕТ ЛІТАКА СУ-27
| Параметр | р-73 | 60м | 27т | 27 ет | 27р | 27ер | 27п/еп | |||
| Допустимі метеоумови бойового застосування | поза хмарами вдень та вночі на фоні хмар, землі та водній поверхні при пеленгу Сонця та сонцевій доріжці не менше 15гр.та пеленгу місяця 4гр., у тому числі по наземним РКЦ |
всепо годні |
всепо годні |
всепо годні |
||||||
|
Відстань пуску ППС, км ЗПС |
1,5-30 0,6-13 |
1,5-12 0,6-8 |
2-50 0,7-16 |
2-80 0,7-26 |
2-50 0,7-16 |
2-80 0,7-26 |
2-50 2-80 |
|||
| Висота бойового застосування, м |
20- 20000 |
30- 12000 |
20- 20000 |
20- 27000 |
20- 25000 |
20- 27000 |
20- 20000 |
|||
| Допустима висота перевищення, м |
+-1,5+ +0,2Нц |
+-1+-0,15Нц | +-10 |
+-12 |
+-10 |
+-12 |
+-10 +-12 |
|||
| Допустима Пу при бойовому застосуванні, од. |
0-8 (7 при ковзанні не більше 2 діаметрів) |
0-7 (6 при ковзанні не більше 2 діаметрів) |
те саме | те саме | 0-5 (кутова швидкість не більше 50 гр.) | те саме |
0-8 (7 при ковзанні не більше 2 діаметрів) |
|||
Встроєна гарматна установка дозволяє вести стрільбу на висотах, менше 15 000 м та на V=300-1100 км/г, при М менше або рівному 1,7 та на Н=15 000-16 000м при V= 450-1,7 у діапазоні Пу=0-6 од.
Для забезпечення живучості гармати стрільбу з ВПГ виконувати тільки у режимі “ВІДСІЧКА”. Після вистрілу 50 снарядів перерва не менше 5 хвилин.
Дещо більше про ракету К-73. Це ракета ближнього маневреного повітряного бою типу “повітря-повітря” з пасивною головкою самонаведення з висотою бойового застосування від 20 м до 20 км. Вона вражає повітряні цілі, що летять з швидкістю 2700 км/г на любих ракурсах в умовах активних та пасивних перешкод. Виконана за схемою “утка”. Час роботи двигуна 4.1 - 6.8 с. Стабілізація ракети на кутах атаки 40 гр. проходить за рахунок газодинамічного приладдя. У носовій частині встановлені чотири датчики кутів атаки. Наявність газодинамічного пристрою дала можливість виконувати ракеті маневри з надзвичайно великим перевантаженням, що становить при радіусах розвороту ракети 200-250 м близько 60 одиниць. Такі маневрові якості дають можливість перехоплювати повітряні цілі, що виконують маневр з перевантаженням 12 одиниць, переносимість такого перевантаження знаходиться за межами фізіологічних можливостей льотчиків. Добитися збільшення відстаней пуску стало можливим при надзвичайно низькому охолодженні фотоприймача рідинним азотом, який знаходиться у пусковому устаткуванні. Це дало можливість проводити пуск ракети на рівних швидкостях у ЗПС 2.8-13 км та у ППС 4.5-30 км. Ракету застосовують по цілям типу F-15 при роботі його двигунів на “М” та “ПФ” в умовах високоманевреного повітряного бою при використанні можливостей літаків по навантаженням у ЗПС 2.8-12 км та ППС 4.0-15 км. Мінімальні відстані пуску ракет по МММЦ у ЗПС-0.3 км та ППС -0.65 км. Мінімальні дальності пуску при маневруванні з перевантаженнями 7-8 од. при помилках прицілювання до 90 гр. для висот 1-8 км становлять 0.6-1.5 км. Особливість ракети - це наявність газодинамічного устаткування для повороту газової струї, що збільшує маневрові характеристики.
Додатковими даними для ракети:
- перенавантаження на момент пуску без обмежень
- максимальні кути відхилення кординатора +-75 гр .
- час захвату ГСН 0.3 - 1.2 сек
- час сходу ракети з ПУ 1.1 - 1.35 сек
- час керованого польоту 23 сек
- стартова вага ракети 105 кг
Льотно-технічні характеристики літака Су-24
Призначений для ведення бойових дій в будь-яких метеоумовах вдень та вночі переважно на малих та гранично малих висотах з прицільним ураженням наземних, надводних нерухомих цілей та оперативно-тактичних цілей. Представляє собою двохмісцевий літак з високо розташованим крилом змінної кутовидності в польоті з диференціально відхиляємим стабілізатором.
Обладнання літака радіоелектронними та спеціальними системами дозволяє з великою ефективністю використовувати бомбардувальне, ракетне та артилерійське озброєння.
Додатковою задачею Су-24 є ураження повітряних цілей типу транспортних, спеціальних літаків та вертольотів.
За рахунок можливості виконувати політ на великій швидкості та малій висоті при постановці активних та пасивних перешкод Су-24 спроможний долати ппо противника з ураженням його елементів, виконуючи фотографічну розвідку та фотодокументуючи результати бойових дій.
Атаку наземних (надводних) цілей Су-24 виконує:
- авіабомбами з любих видів маневру;
- ракетами Х-28, 25л, 25мр, 29л,29т,58, 59м;
- ракетою Х-23 з командною системою наведення на візуально видиму ціль;
- некерованими ракетами усіх типів С-5, С-8, С-24, С-25;
- вмонтованою гарматною установкою ГШ-6-23;
- нерухомими гарматними установками СППУ по візуально видимим цілям;
- з підвісних рухомих гарматних установок СППУ;
- атаки повітряних цілей некерованими ракетами та керованою ракетою Р-55 з ТГСН по візуально видимим цілям в простих метеоумовах та за хмарами. При використання ТП-23Е повітряну ціль можна атакувати без візуального контакту.
Апаратура РПД представлена станцією попередження про опромінювання СПО-10 та станцією відповідних перешкод СПС-141 (СПС-142, СПС-143).
Прицільно-навігаційний комплекс ПНС-24 входить до складу радіоелектронного обладнання літака та призначений для вирішення бойових та навігаційних задач і автономної навігації літака у режимі маловисотного польоту.
Вага порожнього літака 22850 кг
Максимальна злітна вага 39700 кг
Розрахункова посадочна вага 24500 кг
Розрахунковий залишок палива на посадці 1500 кг
Швидкість зльоту 360-400 км/г
Швидкість посадки 95-310 км/г
Вага палива внутрішніх баків 9400 кг
Вага палива
у двох підвісних баках (2х3000лх0.78) 5800 кг
у підфюзеляжному баку (1х2000лх0.78) 1560 кг
Максимальна вага палива 16100 кг
Довжина розбігу на повному форсажі 1800-1900 м
Довжина пробігу без ТП 1500-1700 м
з ТП 700-900 м
Максимальна відстань польоту
на Н=200 м без ПТБ 900 км
на н=9-11км з ПТБ 2200 км
Максимальний термін польоту
з дозаправкою у повітрі 6 г. 18 хв.
Довжина літака 22.670м
Висота літака 5.920 м
Розмах при кутовидності крила 16гр. 16.740 м
69 гр. 10.36 м
Колія шасі 3.31м
База шасі 8.5 м
Площа крила при 69 гр. 51.024 кв.м
при 16 гр. 55.128 кв.м
Максимальна швидкість на крилі
16 гр. 900 км/г
45-60 гр. 1000 км/г
60-69 гр. 1200 км/г
Літак обладнаний реактивними двигунами ТРД АЛ-ф3
Максимальна тяга на повному форсажі 11125 кг
мінімальному форсажі 8700 кг
максималі 6800 кг
ПРИЦІЛЬНО-НАВІГАЦІЙНА СИСТЕМА ЛІТАКА Су-24 ПНС-24
До складу ПНС входить:
1.Радіолокатор переднього обзору РПО (ОРІОН-А).
2.Панорамна РИС (РЕЛЬЄФ).
3.Пасивна радіолокаційна станція (ФІЛІН-1).
4.Електронно-оптичний візир ЕОВ (ЧАЙКА-1).
5.Прицільно-оптичний візир ПОВ.
6.Інфрачервоний теплопеленгатор ТП-23Е.
7.Радіомаячний пеленгатор (ДЕЛЬТА).
8.Цифровий обчислювальний пристрій ЦВУ 10-058 м.
9.Прилад вводу та виводу “БІНОМ-А”.
10.Малогабаритна інерціальна система МІС-11.
11.Телевізійний пеленгатор ракет ТПР.
12.Доплерівський вимірювач швидкості.
13.Система автоматичного управління САУ-6.
14.Система реєстрації параметрів ПНС-24.
15 Радіовисотомер малих висот РВ-3 та великих висот РВ-18 ат.
ТАКТИКО-ТЕХНІЧНІ ДАНІ “ОРІОН-А”
Працює у двох діапазонах роботи А та Б.
Діапазон А має велику дозволяючу здібність щодо забезпечення прицілювання по малогабаритним цілям..
Діапазон Б для виявлення цілей на земній поверхні, виконання польоту в режимі маловисотного польоту, виявлення повітряних цілей.
В режимі А виявляє:
- жд міст на відстані 30 км
- жд ешелон 12 км
- колону танків 5-10 одиниць з інтервалом 10-100 м 10 км
- злітно-посадочні смуги 10 м
- групи 5-7 літаків на землі типу (Ан-12) 10 км
- сектор обзору +- 40 гр.
- масштаб 25, 75, 150 км
Режим “Рельєф” забезпечує безпечне виконання польоту з огибанням місцевості при крутизні склону 30 гр. та перепадах рельєфу до 2 км на V=700 - 1000 км/г та кутах відносу на Н=200-400 м. При крені до 12 гр.- видачу в БЦВМ кутових координат до цілі по візуально видимій цілі до 2-6 км на Н=4 км по літаку типу Ту-16 та на Н не більше 4 км по літаку типу Ан-12 на Д=4-9 км. Крім того, забезпечує видачу в БРЛС нахильної дальності для ураження цілі. Діапазон кута візірування +15 -28гр.
ТП-23 е
Кути обзору повітряного простору по А=+-30 гр, по Е=+9.5 -5.5 гр.
Точність виводу на ціль 30 кутових секунд.
Відстань виявлення літаків типу Ту-16 - 30 км.
ОСНОВНІ ДАНІ ЗАСОБІВ АВІАЦІЙНОГО УРАЖЕННЯ СУ-24
Встроєна швидкострільна гармата ГШ-6-23:
Боєкомплект 400 патронів
Калібр 23 мм
Темп стрільби 900 вистр.на хв.
Початкова швидкість снаряду 715 +- 10 м/с
Вага гармати 70 +- 3 кг
Тривалість однієї черги стрільби 300 вистрелів
Вага снаряду з ОФЗ 0,325 кг
Відстань стрільби 200- 2000 м
Керована самонавідна ракета Х-28 типу “повітря -РЛС”:
Вага ракети 717 кг
Вага бойової частини 157 кг
Вага заправки паливом 235 +-3.2 кг
Довжина 5.97 м
Розмах 1.39 м
Висота 1.04 м
Діапазон висот застосування 200-16 000 м
Відстань пуску на Н=200 м при швидкості
575 км/г 12 км
1400 км/г 15 км
на Н=16 000 м при швидкості
1650 км/г 140 км
Самонавідна ракета Р-55 типу “повітря- повітря”:
Головка самонаведення ТГС
Вага ракети 92 кг
Вага бойової частини 9.07 кг
Довжина ракети 2765 мм
Діаметр ракети 200 мм
Розмах крила 644 мм
Відстань пуску 2.25 -10 км
Мінімальна відстань пуску 1.2 - 1.75 км
Призначена для ураження повітряних цілей.
ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ МіГ- 23 мл
Фронтовий винищувач.
Екіпаж 1 ч.
Довжина 16.7 м
Розмах крила при крилі 16 гр. 14 м
при крилі 73 гр. 7.74 м
Висота 5 м
Двигун Р-35:
з максимальною тягою на ПФ 13500кг
на максималі 8550 кг
Максимальна злітна вага 17800 кг
Бойове навантаження 2000 кг
Максимальна швидкість у землі 1500 км/г
на висоті 11000 м М=2.35
Посадочна швидкість 250-260 км/г
Практичний потолок 18 000 м
Максимальна перевантаження
на крилі 16 гр. 7 од.
на крилі 73 гр. 8 од.
Заправка палива внутрішніх баків 4700 л
З двома ПТБ по 800 л 5900 л
З трьома ПТБ по 800 л 6700л
На літаку застосовується:
- навігаційний комплекс “Політ-1і”;
- РСБН з аналоговою обчислювальною машиною АВМ-23;
- РЛП -23:
а) оптичний приціл АСП-23;
б) теплопеленгатор ТП-23;
в) САУ-23 серії 2 з перехресними зв`язками.
Засоби РЕБ - СПО-10, СПС-141, ОСА-2м.
Бойовий радіус:
Варіант озброєння Висота 200 м 5/7 км перегоночна
2хР-24+2хр-60 285 км 242 км 911 км
2хР-24+4хР-60 180 232 868
2хХ-23+дальта 184 248 949
4хФАБ-500 180 207 899
4хУБ-32+2хУБ-16 168 221 ---
4хС-24 182 235 982
3ПТБ 1450 км
льотно-технічні характеристики літака Су-25
6 січня 1972 року П.О. Сухий затвердив загальний вид штурмовика прототипу Су-25 (т-8) та підписав наказ про початок його проектування. Керівником проекту був призначений М.П.Сімонов. Весь 1973 рік роботи по проектуванню фірма вела нелегально, так як не було фінансування та затвердження теми урядом.Збірку планера приурочили до 9 травня 1974 року. Міністр авіапромисловості, який відвідував завод, виявив практично готовий дослідницький зразок літака, після чого тему легалізували.
Перший політ літака був призначений всупереч діючим в авіації прикметам на 13 січня 1975 року на 13 годину. На запуску двигуна з`явився дим та підвищена вібрація, що призвело до руйнування передньої опори двигуна та відриву лопатки турбіни, яка пробила мотогондолу. Спеціалісти Уфимського моторобудівельного заводу швидко полагодили двигун та 22 лютого 1975 року льотчик-випробувач В.С. Ілюшин підняв літак у повітря в присутності Маршала авіації А.Н. Єфімова. Перші фотографії літака з`явилися з допомогою американських супутників попри два роки. Пізніше в НАТО він отримав назву “ЛЯГУШЕЧЬЯ ЛАПА” та індекс А для одномісного та В для спарки.
Дуже великою проблемою на літаку була система поперечного управління, яку вдалося зробити ефективною лише в 1983 році після встановлення бустерів в канал управління елеронами.
Нижче запланованої була тягоозброєність. Знайшли підходящий двигун Р-13Ф-300 безфорсажний, який розвивав тягу 4100 кг та отримав назву “Виріб-95ш”.
З червня 1975 року літак перевезли на полігон Ахтубінськ для проведення випробовувань із застосуванням зброї. Особливий ефект показала стрільба з вісьми блоків УБ-32. Коли льотчик-випробувач випустив одним залпом 256 ракет С-5, літак буквально пропав в хмару диму та вогню, а летівший поруч льотчик-випробувач О.Г.Цой на МіГ-21 був впевнений, що літак взірвався. На випробовуванні поза недоліків системи поперечного управління виявилися додаткові недоліки, такі як помпаж двигунів при стрільбі з пушки та важкими НУРСАми С-25, погана вентиляція кабіни льотчика, що були усунені проведенням певних доопрацювань. Для покращення управління на літак встановили нове модифіковане крило. Але на цьому крилі при М=0.71 починались зривні потоки і елерони ставали неефективні та відчувалася тряска. Встановив взамін жорстких перегородок аеродинамічні виступи по передній кромці збільшили критичну швидкість до 850 км/г та М=0.75.
Але більше над штурмовиком працювати не змогли. КБ було переорієнтовано на розробки по Су-27, а тематику по Су-25 передали на Новосибірський завод, куди ще в 1969 році передали перші напрацювання літака Су-25. Причому, завод вже працював над крупносерійним випуском літака Су-24. Спочатку польський уряд хотів організувати випуск літаків у м.Мелеце, а двигунів Р-13 (у тому числі для польських ВПС) - в Жешуві. Але 7 червня 1976 року наказом МАП штурмовик передали на авіазавод у м.Тбілісі.
Передсерійний прототип Су-25 взлетів 18 липня 1979 року. В цьому екземплярі вперше були реалізовані всі концептуальні рішення, які раніше закладали в штурмовик. Якість виготовлення цього екземпляру була такою низькою, що його віддали на розстріл, на ньому проводились випробовування бойової живучості літака. Попереду тяжка стежка випробовувань та внесення конструктивних рішень. Офіційно Су-25 був прийнятий на озброєння лише у 1987 році, причому літаки почали поступати на озброєння у стройові частини з квітня 1981 року. З червня штурмовики почали активно приймати участь в бойових діях в Афганістані. На прототипах досліджувалась можливість стрільби проти польоту. Це дозволяло в одному бойовому заході уразити ціль та засоби ППО. Випробування проводились з використанням 80 мм НУРсів та рухомих гарматних контейнерів СППУ-2, гармати яких могли відхилятися на 23 гр. вниз. В 1982 року на штурмовику вперше були використано керовані ракети з лазерною головкою самонаведення класу “повітря-земля” Х-25 мл та Х-29 л.
У січні 1981 року літак, керований льотчиком-випробувачем Івановим А.І., при перевищенні швидкості М=0,86 на піке почав валитися на крило, при зниженні висоти до 1200 м льотчик катапультувався. Більш трагічний випадок мав місце в Афганістані. При несиметричному сході бомб з крайніх пілонів літак ввійшов у глибокий крен і льотчик не катапультувався. Літак врізався у скали. На основі досвіду, що був добутий у Афганістані, до штурмовика пред`явили нову вимогу - швидкість літака на пікіруванні не повинна перевищувати 700км/г під кутом у 30 гр. Повітряні гальма були недостатні. Тому конструктори знайшли красиве рішення: існуючі гальмівні щити забезпечили додатковими поверхнями, що кінематично були зв’язані з основними, причому ефективність зросла на 60 %.
При створенні Су-25 проведено більше 40 різноманітних досліджень та випробувальних програм. До найбільш оригінальних відносяться випробовування з макетом ядерної бомби та дослідження радіопоглинаючого покриття.
В 1987 році в Тбіллісі розпочато випуск літака з двигунами Р-195, що являє собою подальшу модифікацію Р-95ш зі зменшеною теплоємкістю. Для цього в хвостовій частина був встановлений додатковий повітрезабірник для охолодження реактивної струї та затурбінного обтекателю, що частково екранізував теплове випромінювання лопаток. Такий штурмовик розбився в 1988 році. Причина - несправність показника витрати палива. У 1989 році літак демонстрували на Паризькому авіасалоні. На зразку стояли двигуни Р-195, але з причини їх таємності були замінені на нетаємні Р-95.
Афганський екзамен.
Правильність вибраної концепції штурмовика, початково заложеної та послідовно реалізуємої при його створенні, була підтверджена успішним бойовим застосуванням Су-25 в Афганістані. Була сформована робоча група під керівництвом зам.начальника НДВ ВПС В.Алферова. Доводи конструкторів, що машина ще сира, тому що літак пройшов тільки групу А випробовувань, не хотів слухати Маршал авіації Кутахов П.С. Групі для випробовувань Су-25 в умовах максимально наближених до бойових виділялося шість літаків Су-25 та чотири Як-38, що приваблювали воєнних можливістю працювати з обмежених площадок. Випробовування в Афганістані отримали кодове найменування “ОПЕРАЦІЯ РОМБ”.
16 квітня група прибула на аеродром Шинданд. Аеродром розташовувався на висоті 1140 м над рівнем моря, на протязі доби спостерігалися значні коливання температури, негативно впливала відсутність у льотчиків досвіду польотів в горах. Випробовування в основному проводились на колишньому танковому полігоні (9 км від аеродрому). Перед авіагрупою безпосередньо не ставилася задача участі в бойових діях, але генерал Ю. Шаталін, командир розташованої поруч механізованої дивізії, мав право при необхідності залучати літаки до ударних операцій. На другій неділі почали поступати задачі щодо оперативної підтримки військ, які у той час вели тяжкі бої з моджахедами в провінції Фаракх, у 120 км на південь від Шинданда. На відміну від швидкісних МіГ-21, Су-17 та МіГ-23, штурмовики Су-25 діяли в горах на малій висоті, що істотно підвищувало їх ефективність бойового застосування. Якщо раніше польоти з бойовим навантаженням 4000 кг не проводились, то в бойових умовах в цьому виникла нагальна потреба і Су-25 брав по вісім 500 кг бомб. В таких умовах бомбове навантаження Су-17 не перевищувало 1500 кг.
Під час операції “РОМБ”, що тривала біля 50 днів, Су-25 виконали 100 польотів, 30 з яких зарахували як державні випробовування. Військові спеціалісти високо оцінили цей штурмовик та рекомендували його для прийняття на озброєння. (Цікаво, що було з випробовуваннями літаків Як-38). Цей літак в умовах високих температур та високогір’я Афганістану показав себе неефективним. З авіабази Шинданд, де спеціалісти зробили спеціальний настіл з стальних плит, він міг злітати вертикально лише без озброєння. Беручи невелике бойове навантаження, злітав у режимі укороченого зльоту (розбіг 250-300 м). Один з чотирьох Як-38 розбився після взліту, впавши одразу після відриву. Льотчик встиг катапультуватися та залишився живим.
Терміново після закінчення випробовувань 4 лютого 1981 року була створена спеціальна окрема штурмова ескадрилья Су-25 (командир підполковник Афанасів А.). 18 - 19 липня ця ескадрилья перебазувалась у Шинданд та розпочала роботу. Саме тут за літаком закріпилась назва “Грач”, а малюнок птиці прикрасив ніс літака.
Відповідно до удосконалення ППО моджахедів на Су-25 проводились необхідні доопрацювання. Деякий час “Грач” літав на малій висоті та застосовував своє озброєння для нанесення ударів по моджахедам. В 1984 році на озброєння моджахедів поступили переносні ПЗРК “Стріла” радянського виробництва, поставлені з Єгипту, та американські “Ред-Ай”. Для захисту від них літаки обладнали касетами АСО-2, кожна з яких мала 32 ІЧ ловушки ППІ-26, пізніше до них додалися ще чотири на мотогондолах. При заході на ціль автоматично вмикався відстріл пари ІЧ ловушек через кожні дві секунди на висоті менше 200 м або кожні 4-6 сек на великих висотах. Оскільки термін атаки 30 секунд, то вісім касет АСО-2 забезпечували до восьми заходів на ціль в одному бойовому вильоті. В жовтні 1986 року у моджахедів з`явилися нові ПЗРК типу “Стінгер” - ракета великої кінетичної потужності та енергії взриву. Вага бойової частини 1 кг, вибухівки - 0.4 кг, підрив ракети проводиться тільки після зіткнення з літаком та входження її у літак. Система управління “Стінгера” була комбінованою, що підвищувало точністні характеристики. Надійних способів захисту не було, тому було прийнято рішення підсилити заходи бойової живучості літака.
Тяги управління замінили на стальні. В хвостовій частині фюзеляжу встановили систему пожежогасіння. Між фюзеляжем та двигунами встановили сталеві екрани товщиною 5 мм та довжиною 1.2 м. Ці захисні заходи пройшли випробовування на наземному комплексі, що імітує атаку ракети. Виконано 15 підривів бойових частин ракет “Стінгер”, при цьому всі життєво важливі системи літака зберігали працездатність.
Вісім років застосування штурмовика в Афганістані підтвердили його ефективність. За даними ОКБ ім.П.О.Сухого льотчиками Су-25 було застосовано 139 керованих ракет, з яких 137 уразили цілі. Під час афганської війни Су-25 виконали 60 000 бойових вильотів, втрачено 23 літака. У середньому на кожний втрачений штурмовик приходиться 2800 годин нальоту. Кожний збитий Су-25 мав до 80-90 бойових ушкоджень, були випадки, коли літак повертався з 150 ушкодженнями (для порівняння: наші літаки Су-17 і були втрачені при 15-20 ушкодженнях). За цим показником уСу-25 немає рівних в світі. Неодноразово Су-25 повертався з бойового завдання з пробитими баками, на одному двигуні, перебитими тягами управління, з пошкодженими лонжеронами крила та матовим склом кабіни від попадання снарядів. За весь період війни не було випадків втрати штурмовика з причин загибелі льотчика та взриву паливних баків.
ВАРІАНТИ ШТУРМОВИКА
Тривалий час для підготовки льотчиків на Су-25 не було спеціалізованого літака. З початку використовувалися спарки Су-17УМ3, так як системи їх озброєння схожі. Одночасно льотні характеристики значно відрізняються, причому настільки, що в подальшому прийнято рішення підготовку льотчиків проводити на Л-39.
У 1985 році було розроблено навчально-бойовий варіант штурмовика. Планер літака не притерпів значних змін: встановлена друга кабіна, збільшено хвостове опірення на 400 мм. Варіант мав високий ступінь уніфікації з базовим літаком, тому дослідницьких екземплярів ОКБ не будувало. Машину зразу передали на серійний завод в Улан-Уде. Тут 6 серпня 1985 року на передсерійному Су-25УБ розпочали державні випробовування, які закінчилися в 1987 році. Того ж року розпочато серійне виробництво навчально-бойового літака Су-25УБ.
Наприкінці 80-х років навчально-тренувальні літаки Л-29, Л-39 за своїми характеристиками застаріли, тому в рамках конверсії воєнної техніки ОКБ ім.Сухого в 1988 році запропонувало ще один варіант літака Су-25УТ (навчально-тренувальний). Це був прототип літака Су-25УБ, з якого демонтували озброєння, крилеві пілони, частину обладнання. Вага літака значно зменшилася, тягоозброєність виросла до 0.62. Машина робила складний пілотаж без зниження по висоті. Літак отримав нове найменування Су-28 та приймав участь поза конкурсом у складному пілотажі на реактивних літаках на першість ДОСААФ у 1988 році. Льотчик-випробувач Є.І.Фролов зайняв третє місце. Водночас, експлуатація літака Су-28 була значно вище, ніж Л-29 та Л-39, це і стало вирішальним щодо їх заміни на Су-28 і він залишився в одному екземплярі.
Одночасно невеликою серією будували навчально-бойовий варіант, призначений для відпрацювання льотчиками ВМФ навиків техніки пілотування у складних метеоумовах та зльоту і посадки на палубу. Перші доопрацювання корабельного варіанту проводились в ОКБ у 1971- 1972 роках. Його прототип було виготовлено на заводі у Москві доопрацюванням серійного Су-25УБ, на якому підсилили амортизатори основних стійок шасі та встановили посадочний гак в хвостовій частині фюзеляжу. Він отримав найменування Су-25УТГ (навчально-тренувальний з гаком). За планером, обладнанню та силовій установці він близький до Су-25УТ(Су-28). Тренувальні польти спочатку проводились не з палуби авіаносця, а зі спеціального тренувального аеродрому (наземного імітатора палуби) на авіабазі ВМФ у м.Саки, що в Криму, з тієї причини, що літак погано прилаштований до корабля - крила не складуються. Не дивлячись на це, 1 листопада 1989 року у Чорному морі Су-25УТГ, який пілотував І.Вотінцов та А.Крутов, здійснив посадку на авіаносець “Тбілісі” (зараз “Адмірал Кузнецов”). В жовтні 1992 року здійснено посадку на авіаносець у Баренцовому морі.
На протязі 1989 - 1990 років на авіазаводі в Улан-Уде було збудовано десять літаків Су-25 УТГ. П`ять з них залишились в Саках та увійшли до складу авіації ВПС України, один з причини помилки льотчика втрачено, а чотири передано до Північного флоту Росії з базуванням у Североморську. Для потреб ВМФ Росії цих літаків було мало, тому було прийнято рішення на переобладнання додатково ще 10 літаків Су-25УБ у варіант Су-25УБП-палубний.Є і базовий штурмовик з двигунами Р-195, обладнаний системою буксирування повітряних мішеней Тл-70 (під лівою консоллю), який отримав назву СУ-25БМ (буксировщик). Штурмовики Су-25 БМ обладнувались системою дальньої навігації РСДН-10.
Глибока модифікація цього літака призвела до створення протитанкового літака під назвою Су-39. За своєю суттю це новий літак.
Підсумки по Су-25:
Серійний випуск літака завершено у 1992 році та за даними закордонної преси всього виготовлено біля 700 літаків усіх модифікацій. Одномісні Су-25, Су-25БМ та Су-25Т/ТМ вироблялися на авіазаводі у Тбілісі, двохмісцеві Су-25УБ та Су-25УТГ - в Улан-Уде. На даний час штурмовики знаходяться на озброєння ВПС Росії, України, Білорусії, Грузії, Узбекистану, Чехії, Словаччини, Анголи, Болгарії, Афганістану, КНДР, Іраку.
Першою країною за кордоном, що отримала Су-25, була Чехословакія, що сталося 2 квітня 1984 року. У 30-й Остравський полк, що базувався у м. Градець-Кралове, поступили Су-25К (комерційний експортний варіант). Пізніше вони отримали спарки Су-25 УБК.
36 Су-25К та 4 Су-25УБК закупила Болгарія. Літаки базуються в Безмірі. На цей час один з них розбився.
За період 1986 - 1990 років 60 Су-25 передані на озброєння Афганістану.
Ірак закупив наприкінці 80-х років 45 Су-25К. Вони активно застосовувалися у ірано-іракському конфлікті та обмежено у районі Персидського зливу. Відомо, що 5 Су-25 перелетіли до Ірану. 6 лютого два Су-25 були збиті американськими винищувачами F-15. На літаку Су-25 під час виконання польоту у Афганістані та відхилення у бік Пакистанського кордону був збитий літаком F-16 полковник Руцький О.І., який був командиром полку у м.Арциз.
Треба відмітити, що літак Су-25 на теренах Радянського Союзу став самим трагічним символом військових конфліктів, особливо тих, які розгорілися на територіях південних республік.
Су-25 у полум`ї громадянської війни.
8 квітня з аеродрому Ситал-Чай (Азербайджан) злетів Су-25 60-го окремого штурмового авіаполку ВПС СНД. Літак, захоплений льотчиком полку ст.лейтенантом В.Курбановим за допомогою авіатехніка, приземлився у аеропорту м.Євлах. Так, у авіації Азербайджану з`явився єдиний Су-25. Незабаром 60-й ОШАП був передислокований у Росію.
Літак, який був захоплений Курбановим, наносив удари по позиціям вірменських формувань у Нагірному Карабаху. В середині червня цей літак збито вірменами при застосуванні ПЗРК, льотчик загинув.
Дуже активно штурмовики використовувалися у Грузино-Абхазькому конфлікті. Грузія зібрала біля семи штурмовиків на своєму заводі. На російських штурмовиках воювали абхазькі льотчики. Під час Грузино-Абхазького конфлікту втрачено дев’ять Су-25, у тому числі сім ВПС Грузії.
Застосовувались штурмовики в Узбекистані, підтримуючи урядові війська. Після розгрому опозицією та моджахедами 12 погранзастави Росія підсилила свій контингент у регіоні. 24 липня на аеродром Какайди був перебазований та розпочав свої бойові дії 186 інструкторсько-штурмовий полк, що застосовувся у Абхазії. Літаки бомбили війська опозиції у районі р.Пяндж та у перший день скинули 80 тон бомб. Штурмовики літали з двома ракетами Р-60, так як могло бути протиборство зі сторони афганських ВПС. Даних про втрати немає, тому що опозиція не мала ефективних засобів ППО проти Су-25.
Останнім відомим епізодом застосування Су-25 стало використання у збройному конфлікті в Чечні. Штурмовики з зафарбованими розпізнавальними знаками наносили удари по позиціям військ генерала Дудаєва Д. Декілька літаків було збито.
КОМПЛЕКС БОЙОВОЇ ЖИВУЧОСТІ ЛІТАКА
1.Застосування титанової цільнометалічної бронекабіни. Кабіна льотчика витримує не менше 50 попадань без відколів. Захищає льотчика від куль крупнокаліберних кулеметів та снарядів, осколків ракет.
2. Використання паливних баків підвищеної міцності. Конструкція бака виключає його руйнування при попаданні снаряду від гідроудару, лише можливі локальні пошкодження.
3. Встановлення на стінках паливного бака щвидконабухаючого протектора, здібного перекривати втечу палива з локальних пробоїн.
4. Заповнення паливних баків пінополіуретаном, що гарантує вибухонебезпечність при багатьох попаданнях засобів ураження. Крім того, це підвищує стійкість бака до гідроудару та фугасній дії снарядів.
5. Заповнення відсіків, що суміжні з паливними баками, пористим еластичним матеріалом, що є перешкодою для виплеску палива та відводить тепло від джерел спалахування (запалювальні кулі, розпечені осколки).
6.Компоновка силової установки (два двигуна рознесені на 1.5 м впродовж бортів, на яких встановлено стальні захисні екрани) при високій тягоозброєності дозволяє повернутися на одному двигуні.
7.Застосування двигунів підвищеної газодинамічної рівноваги та живучості. Двигуни Р-195 продовжують надійно працювати при бойових ушкодженнях осколками ракет, дії ударних хвиль та гарячих продуктів взриву, виплеску палива.
8.Обладнання двигунів у хвостовій частині системою пожежогасіння.
9.Використання механічної, частково дубльованої, проводки підвищеної міцності та вогнестійкості.
10. Бронювання відсіку обладнання, витратного баку, магістралей паливної системи та маслобаку.
Впровадження цих заходів змусило понести значні затрати ваги біля 1100 кг. Комплекс бойової живучості Су-25 забезпечує ефективний захист від снарядів калібру 30 (по окремим агрегатам - до 40 міліметрів), густиних потоків високошвидкісних осколків бойових частин ракет та ракет типу “Стінгер”.
Су-25 одномістний броньований дозвуковий штурмовик, призначений для безпосередньої підтримки Сухопутних Військ на полі битви вдень та вночі у простих та складних метеоумовах при візуальній видимості цілі.
Максимальна злітна вага літака 17350 (18000) кг
Максимальне бомбове навантаження 4000 кг
Максимальне число Маха 0.82
Максимальна швидкість у землі 1000 км/г
Максимальна Vу після зльоту з 4хАБ-250
та 2хР-60 при залишку палива 3000 кг 65 м/с
Максимальна висота бойового застосування 7000 м
Відстань розбігу 550-900 м
пробігу 560-800 м
Швидкість відриву 230-265 км/г
Швидкість посадки 220-245 км/г
Максимальна відстань польоту
на Н=200м V=750-800км/г з 4хАБ-250 та 2хР-60
при залишку палива 3000 кг 430-460 км
Перегоночна відстань на Н=7000 м при М=0.5-0.6
з 4хПТБ по 800 літрів кожний та 2хР-60 1850 км
При цьому тривалість польоту становить 190 хвилин
Довжина літака 15.49 м
Висота 4.8 м
Розмах крил 14.36 м
Точок підвіски 10
Колія шасі 2.488 м
На літаку використовуються наступні види озброєння:
1. Артилерійське озброєння призначено для ураження малорозмірних протяжних цілей на землі (на воді) та для боротьби з літаками у повітрі в умовах візуальної видимості.
На Су-25 застосовується встроєна гарматна установка ВГУ -2-30 та чотири рухомі гарматні установки СППУ 22-01 з двоствольними гарматами ГШ-23.
Тактико-технічні дані артилерійського озброєння літака Су-25 ВГУ СППУ-22-01
Тип пушки Гш-30 ГШ-23
Калібр 30 23
Боєзапас 250 260
Темп стрільби 3000 3400
Вага установки, кг 250 400
Кут наклону стволів , гр. - 30
Кількість перезарядок 4 3
Відстань стрільби, м 1600-200 вперед 1200-1600
назад 600
2. Бомбардувальне озброєння - для ураження живої сили, техніки, площадних та броньованих цілей.
На літаку використовуються авіаційні бомби калібру 100, 250, 500 кг, КМГУ.
3. Некероване ракетне озброєння - для ураження живої сили, техніки, захищених командних пунктів та арочних укриттів для літаків.
На літаку застосовуються :
-ракети С-5 з блоків УБ-32;
-ракети С-8 з блоків Б-8м;
-ракети С-25л, Х-25л, Х-29д.
Тактико-технічні характеристики ракет С-5 С-8
кількість ракет у блоках 32 16
кількість використовуємих блоків 8 8
час розгрузки блоків,с 1.86+-0.4 1.14+-0.4
вага блоків без ракет, кг 103 160
ефективна дальність пуску, м
вага ракети, кг
вага бойової частини, кг
вид бойових частин
поражаючі характеристики
Тактико-технічні характеристики ракет
С-25л Х-25мл Х-29д
діапазон швидкостей пуску, км/г 600-750 600-750 600-750
діапазон висот пуску, м 7 0 0 - 3 5 0 0
відстань пуску, м 3 0 0 0 - 7 0 0 0
кути наклону пусків, гр. 30 30 30
мінімальна висота прольоту
над взривом, м 500 500 500
максимальна висота рівноважної
роботи двигунів при пусках, км 5 5 5
РАКЕТА виріб 60 класу “повітря-повітря”
Призначена для ураження повітряних теплоконтрастних цілей у ближньому маневровому бою. Крім того, застосовується по наземним цілям, що мають тепловий фон. Система наведення ракети на ціль пасивна з використанням інфрачервоного випромінювання. Бойова частина ракети стержневого типу, ефективний радіус розльоту яких складає 5 м. Для підриву бойової частини встановлено контактний та неконтактний підривач. Система наведення ракети забезпечує політ ракети в точку зустрічі з ціллю по кривій погоні, в результаті чого реалізується метод пропорційної навігації.
Вага ракети 50 кг
Висота бойового застосування 0,03 - 20 км
Перевищення цілі (пониження) 1+ -0,15 Нц км
Швидкість вражаємих цілей 600-2000 м/с
Ракурс цілей 0/4 - 4/4
Максимальна відстань пуску в ППС 1,5-12 км
ЗПС 0,2-7 км
Максимальне перевантаження винищувача
під час пуску 7
Час роботи двигуна ракети 4 сек
Ефективний радіус ураження 5 м
Час керованого польоту 20 сек
Вага бойової частини 1,15 кг
Час самоліквідації 60 сек
На Су-25 можуть підвішуватися аеромобільні контейнери АМК-8, які призначені для технічного обслуговування літаків Су-25 при підготовці їх до польоту на аеродромах, необладнаних засобами технічного обслуговування літаків.
До складу АМК-8 входить 4 контейнери:
- К 1-Е - електроустановка;
- К 2-Д - дозаправник;
- К 3-СНО - засоби наземного обслуговування;
- К 4-КПА - контрольно-перевірочна апаратура.
На літаку застосовано станцію “Клен-ПС”, яка призначена для підсвічування наземних цілей та вимірювання відстані до них.
Тактико-технічні дані станції “КЛЕН-ПС”
діапазон вимірювання дальностей 400-5000 м
діапазон висот застосування 25-5000 м
діапазон швидкостей літака весь
час безперервної роботи 2 сек
ДО ОБОРОННОГО КОМПЛЕКСу ЛІТАКА Су-25
входить:
-станція попередження про опромінювання СПО-15лм “Береза”;
-автономна станція відповідних перешкод СПС-141 мвг (142 мвг), або “ Гарденія-1ф”;
-автомат вистрілювання ложних теплових ловушок АСО-2в або АСО-2вм;
-інфрачервоні ловушки ЛІ-250, споряджені у КМГУ-2.
СПО-15лм “Бірюза” призначена для видачі льотчику інформації про опромінювання літака, визначення напрямку на опромінюючий засіб, його тип та режим роботи.
Станція забезпечує:
-виявлення опромінювання літака РЛС ЗРК, ЗСК, та РЛС літаків усіх типів у слідуючих межах:
по азимуту А=+-90 гр.
по куту місця +-30 гр.
-визначення напрямку на РЛС +-10 гр. у секторі +-40 гр., а за межами цієї зони з точністю +-40 гр. в ППС та +-45 гр. у зпс;
-визначення типу опромінювальної станції та режиму роботи (виявлення , захват);
--визначення найбільш небезпечної РЛС та виділення її у складі основного атакуючого засобу;
-визначення діапазону зближення чи віддалення з головним атакуючим засобом.
Станція забезпечує видачу інформації на дальності не менше 1.2 дальності ураження атакуючого засобу.
В польоті інформацію, що отримана від станції СПО-15лм про опромінювання літака наземними РЛС управління комплексами ЗУР, бортовими РЛС винищувачів та іншими РЛС, що працюють у діапазоні частот станцій, а також інформацію про головну станцію супротивника, використовують для вибору способу маневру та застосування перешкод.
Автономна станція відповідних активних перешкод СПС-141, мвг(СПС-142мвг) призначена для прийому та розпізнавання сигналів РЕС з безперервним , квазіобзорним та імпульсним випромінюванням, перевипромінюванням їх з наділеними перешкодними характеристиками для винищувачів супротивника F-14 F-15 F-16 F-18, ЗРК “Петріот”, “Найк-Геркулес”, стрільби ракетами “Фенікс”, “ХОК”, ЗРК “Чапарел”, “Вулкан”, підсвіткою для ракет випущених літаками F-15, “Міраж”, “Ягуар”, “Лангуст”, “Кроталь”.
Автомат вибросу відображателів АСО-2в (АСО-2вм) призначений для індивідуального захисту літака від ракет типу “Стінгер” та “повітря-повітря” з тепловою головкою самонаведення, створенням пасивних інфрачервоних перешкод при відстрілі ППИ-20-1в.
До складу входить чотири або вісім балок з касетами АСО-2, які споряджені патронами ППИ-20-1в, двох коробок управління та розподілу. На кожній балці 32 піропатрона вагою 100г та терміном горіння одного 7 секунд.
На висотах менше 200м ППИ-20 вистрілюють інфрачервоні ловушки з інтервалом через дві секунди парами. На висотах більше 200м вистріли ловушок проводяться через 4-6 секунд.
Інфрачервоні ловушки ЛІ-250 призначені для групового захисту літаків від ураження ракетами класу “земля-повітря” з тепловою головкою самонаведення. Лі-250 застосовуються з КМГУ у кожному 8 ловушок типу ЛО-451. Вага однієї 20.5 кг. Парашутна система забезпечує установлений спуск інфрачервоної ловушки з Vу=5 м/с. Час горіння 70 секунд. Термін виходу на режим 2.2 -2.7 сек.
льотно-технічні характеристики Су-24мр
Маловисотний розвідник Су-24мр призначений для ведення розвідки вдень та вночі в ПМУ, СМУ на висотах 50-3000 м та швидкості 600-1350 км/г в умовах застосування супротивником різноманітних перешкод, широкого використання засобів маскування, для ведення РТР в усьому діапазоні висот та швидкостей.
Встановлена на літаку апаратура забезпечує виконання слідуючих задач розвідки:
-радіолокаційну розвідку місцевості з виявленням РКЦ та об`єктів, визначення їх координат у любий час доби, у будь-яких метеоумовах в діапазоні висот Н=100-3000 м, полосою захвату 4-28 км з любого із бортів (мертва зона 4 км з кожного борта) з використанням апаратури “Штик-2” та передачею інформації по широкополосному радіоканалу ШРК-1;
-детальну фоторозвідку місцевості ДПМУ з виявленням візуальних об`єктів при визначені їх координат у діапазоні Н=50-250 м полосою захвата місцевості 10 висот польоту. Проявлення на борту літака та скиданні фільму у капсулі на землю;
-перспективне фотографування місцевості вдень в ПМУ з визначенням готовності об`єктів, їх координат в діапазоні Н=50-2000м у полосі захвату місцевості до 5Н;
-телевізійну розвідку місцевості ДПМУ з виявленням та визначенням координат у діапазоні Н=300-1000 м полосою захвата до 9Н польоту з передачею розвідданих по ШРК-1;
-інфрачервону (теплову розвідку місцевості в ПМУ) при наявності димки з визначенням координат цілей, об`єктів, діяльності (стану) та координат у діапазоні висот 200-1000 м полосою захвату 3-4Н з реєстрацією на фотоплівку та передачею по ШРК-1:
-наземну розвідку місцевості вдень та вночі в ПМУ у діапазоні висот 150-500 м з полосою захвату до 4Н з реєстрацією на фотоплівку та передачею по ШРК-1;
-оцінку РТ здібності з визначенням типів РЛС, працюючих в імпульсному та безперервному режимах випромінювання, любих метеоумовах та тривалості доби без обмеженню по висоті з реєстрацією на магнітну плівку;
-визначення радіаційної забрудненості місцевості до висоти 500м або забрудненості повітря на висоті польоту літака вище 500м в любих метеоумовах та терміну доби з реєстрацією на паперову плівку з передачею розвідданих по вузкополосному каналу з використанням типового комплексу зв’язку.
При необхідності виконання комплексної розвідки може використовуватися на висотах н=300-1000м, а з використанням “Шпіль-2м” - 300-500м.
Вся інформація, що передається по радіоканалах, супроводжується навігаційними параметрами літака, видаваємими з навігаційного комплексу НК-24мр та часовим кодом, що видається системою єдиного часу “Севан” для прив’язки розвідданих за часом.
Максимальна швидкість літака у землі 1400км/г
на висоті М 1.35
Вага порожнього літака 22850 кг
Максимальна злітна вага 39700 кг
Розрахункова посадочна вага 24500 кг
Розрахунковий залишок палива на посадці 1500 кг
Швидкість зльоту 360-400 км/г
Швидкість посадки 295-310 км/г
Вага палива внутрішніх баків 9400 кг
Вага палива:
у двох підвісних баках (2х3000лх0.78) 5800 кг
у підфюзеляжному баку (1х2000лх0.78) 1560 кг
Максимальна вага палива 16100 кг
Довжина розбігу на повному форсажі 1800-1900 м
Довжина пробігу без ТП 1500-1700 м
з ТП 700-900 м
Максимальна відстань польоту:
на Н=200 м без ПТБ 900 км
на Н=9-11км з ПТБ 2200 км
Максимальний термін польоту
з дозаправкою у повітрі 6 г 18 хв
Довжина літака 22,67 м
Висота літака 5.92 м
Розмах при кутовидності крила 16гр. 16.74 м
69 гр. 10.36 м
Колія шасі 3.31м
База шасі 8.5 м
Площа крила при 69 гр. 51.024 кв.м
при 16 гр. 55.128 кв.м
Максимальна швидкість на крилі 16 гр. 900 км/г
45-60 гр. 1000 км/г
60-69 гр. 1200 км/г
Літак оснащений реактивними двигунами ТРД АЛ-21ф3
Максимальна тяга на повному форсажі 11050 кг
мінімальному форсажі 9550 кг
максималі 7650 кг
Паливна система забезпечує аварійний злив палива у польоті з фюзеляжних баків на висотах 500-8000 м. Розхід палива при аварійному зливі 900 кг/хвилину.
Літак обладнаний системою дозаправки в польоті паливом від літака танкера Су-24м та Іл-78.
Працездатність по перекачуванню палива з танкера Су-24м становить-1000-1200 л/хв., а при дозаправці з танкера Іл-78 - 1900 - 2000 л/хв. через один УПАЗ.
Крім того, на літаку застосовані ракети Р-60м для ураження повітряних цілей в режимі Фо.
Су-24мр високоплан з двома ТРД АЛ-21ф3, боковими повітрезабірниками, крилом змінної кутовидності у польоті, диференційно відхиляємим стабілазатором. На літаку встановлена навігаційна система НК-24мр з постійним та з`ємним бортовим обладнанням бортового комплексу розвідки БКР-1, що підвищує ефективність бойового застосування і надійність пілотування в СМУ вдень та вночі.
ЗАСОБИ РЕБ Су-24мр призначені для індивідуального захисту літака від ураження засобами ПВО супротивника з радійними та інфрачервоними системами наведення засобів ураження при веденні бойових дій.
Засоби Реп забезпечують:
-виявлення та пеленгування засобів ПВО супротивника, визначення режиму роботи у безперервному випромінюванні, квазірежимі, імпульсно-доплерівському;
-подавлення комплексу перехвату на певних дальностях;
-індикацію бойової обстановки;
-індикацію напрямку оборонного маневру.
Станція РЕП забезпечує винаходження небезпечних атакуючих ракет та захист літака з передньої та задньої півкулі.
До складу апаратури РЕП літака Су-24мр “нарциз” входить:
- станція попередження про орпомінювання СПО-15 (л006-с);
- станція активних відповідних перешкод СПС-161 (162);
- уніфіцірований теплопеленгатор”МАК-4л”;
- автомат помеховий піротехнічний АПП-50А;
- обчислювач самольотний спеціалізірований ВСС-ф;
- система об`єктивного контролю СОК-Л-234.
БОРТОВИЙ КОМПЛЕКС РОЗВІДКИ БКР-1
Призначений для вирішення задач, для яких призначено літак, і включає обладнання:
1. Однострокова система телевізійної розвідки “Аіст-м”.
2. Апаратура лазерної розвідки “Шпіль-2м”.
3. Апаратура інфрачервоної розвідки “Зима”.
4. Самольотна РЛС бокового обзору “Штик”.
5. Самольотна розвідувальна станція загальної радіотехнічної розвідки СРС-1з.
6. Широкополосний радіоканал передачі розвідданих ШРК-1.
7. Фотоапарат АП-402 для панорамної та А-100 для перспективної фотозйомки.
8. Апаратура радіолокаційної розвідки “Ефір-1м”.
АІСТ-м -одноканальна апаратура телевізійної розвідки - призначена для проведення телевізійної розвідки з малих висот об`єктів супротивника, а також для визначення підсумків бойових дій. Принцип роботи оснований на перетворені оптичних сигналів у видимі сигнали.
Полоса захвату 9Н польоту
Висота застосування 300-1000 м
Швидкість застосування до 1350 км/г
Шпиль-2м - апаратура лазерної розвідки - призначена для вивлення з малих висот бойової техніки, рухомих ракетних установок,автомобілів, танків вдень та вночі. Забезпечує регістрацію інформації та видачу її в широкополосний радіоканал з додатковим шифруванням.
Полоса захвату чотири висоти польоту
Висота застосування 150-500 м
Швидкість застосування до 1200 км/г
“Зима” - апаратура призначена для інфрачервоної повітряної розвідки місцевості та об`єктів на ній з малих висот 200-1000 м на V=до 1350 км/г при власному слабому випромінюванні об`єктів на фоні натурального фону серед інших засобів. Поле захвату 3-4Н польоту.
Робота основана на принципі послідовного прямолінійного перегляду пролітаємої території тонким променем у вигляді строк, перпендикулярних напрямку польоту. Розвертання по кадру за рахунок руху літака. Інформація про розвідку записується на магнітну плівку.
“Штик” - для отримання радіолокаційної картини місцевості та рухомих воєнних об`єктів в умовах практичного польоту.
Висота застосування 100 - 3000 м
Швидкість застосування до 1350 км/год
Захват місцевості 4 - 28 км
Винос положення захвату в бік 4 км
СРС - самольотна розвідувальна станція загальної радіотехнічної розвідки - призначена для автономної розвідки наземних та корабельних радіотехнічних засобів з безперервним та імпульсним випромінюванням, визначення типів РЛС та району їх розташування.
ШРК-1 - призначений для передачі з літака-розвідувальника інформації від апаратури “Аіст-М”, “Шпиль-2М”, “Зима”, “Штик” на дальність прямої видимості наземним пунктам, без обмежень по висоті та швидкості польоту між літаками. Використовується телекодовий канал зв`язку.
Дальність передачі інформації на НПП без ретранслятора при висоті польоту 100 - 3000 м становить 35 - 100 км.
Дальність передачі інформації на НПП з ретранслятором при його польоті на висоті 2000 м не більше 600 км.
Режим роботи передатчика - безперервний, термін безперервної роботи - 3 години.
АП-402 - панорамний фотоапарат для виконання денної та повітряної фоторозвідки.
Висота застосування - 50 - 2500 м із захватом 10Н.
Спосіб проявлення плівки - хімікофотографічний на борту літака.
Фотоапарат разом з системою вибросу пенала забезпечує можливість відділення пеналу з обробленою фотоплівкою і збросом касети в район КП з`єднань Сухопутних військ.
Основні дані:
- запас плівки при обробці на борту літака - 60 м, при обробці на базі - 480 м;
- розмір кадру - 8 х 25 см.
А-100 - для перспективного фотографування місцевості в світлий термін доби при висоті польоту 50 - 2000 м та швидкості до 1350 км/год при полосі захвату 5Н.
ЛЬОТНО-ТАКТИЧНІ ДАНІ Су-17м4 р
Су-17м4 виготовлений на базі літака Ску-17м3 та являє собою одномісцевий позазвуковий винищувач-бомбардувальник з двигуном ТРД АЛ-21Ф3.Він також пристосований до ведення фото-, теле- та загальної радіотехнічної розвідки.
На літаку встановлено систему автоматичного управління для покращення характеристик рівноваги та керування САУ-22.
Літак представляє собою середньоплан з крилом перемінної геометрії, кутовидним хвостовим опіренням, трьохколісним шасі, вісьовим повітрезабірником та одним ТРД.
Максимальна швидкість горизонтального польоту
на Н=200 м 1350 км/г
Число М 1.7+0.05-0.1
Швидкість по прибору з паливом 2000 кг (або ККР) 1250 км/г
Злітна вага нормальна 15230 кг
Злітна вага максимальна 19500 кг
Розрахункова посадочна вага при 1000 кг
палива з КР 12500 кг
Вага бомбового навантаження 4000 кг
Тактичний радіус Н=200 м, кут крила=63 гр. :
-2 фаб-500 + 4 птб-800 600 км
-4 фаб-500 + 2 птб-800 460 км
-8 фаб-500 300 км
Практичний потолок
на ПФ без підвісок кут крила 63 гр. 15200 м
на МАКС. 12000 м
Нормальна вага МАХ. вага
16400 кг +1000КГ БК 19500 кг
Швидкість відриву 330-340 км/г 365 км/г
Довжина розбігу 1000 м 1600 м
Нормальна посадочна вага 12220 кг 13400 кг
Швидкість посадки 280 км/г 295 км/г
Відстань пробігу 950-1000 м 1150 м
Довжина літака 18.9 м
Висота 4.889 м
Колія шасі 3.83 м
База шасі 5.252 м
Розмах крила при кути 63 гр. 10.025м
30 гр. 13.68 м
Площа крила при куті крила 63 гр. 34.5 м2
30 гр. 38.49 м2
Об`єм палива внутрішніх баків 4970 л
Загальна кількість палива з чотирма ПТБ по 800 л =8090 л
Для проведення розвідки на ньому встановлено слідуючу апаратуру розвідки.
контейнер призначення комплекс
ККР-1 загальна розвідка “Віраж”+А-39(АП-402)
ККР-1/2 1к+телерозвідка “Зима” +АФА+Чібіс
КССР-2а 1к+телерозвідка “Аіст”+Зима+АФА
СКЛАД прицільно-навігаційного комплексу Су-17м4р:
- цимфрова обчислювальна машина ЦВМ “Орбіта”-20-22;
- датчики навігації ІКВ-8-1;
- коректор РСБН “РАДИКАЛ-І” та РСДН;
- оптичний візир АСП-17;
- САУ-22м2.
ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ Л-39 “АЛЬБАТРОС”
Двомісцевий навчальний тренувальний літак з двоконтурним двигуном АІ-25 тл призначений для початкового навчання курсантів льотних училищ вмінню техніки пілотування в ПМУ та СМУ вдень та вночі, елементам бойового застосування, пов’язаним з перехватом повітряних цілей візуально, діям по наземним цілям, також тренувань льотного складу училищ та стройових частин.
Розмах крила 9.12 м
Площа крила 18.8 м
Довжина літака 12.13 м
Висота 4.38 м
Вага порожнього 3319 кг
Нормальна злітна вага 4300 кг
Максимальна злітна вага 4600 кг
Питоме навантаження на крило 229 кг/м2
Вага палива внутрішніх баків 824 кг
підвісних баків 156 кг
Усього 970 кг
Статична тяга двигуна 1720 кг
Швидкість:
на Н=0 м при П=максим. 700 км/г
на Н=5000 м при П=максим. 750 км/г
Швидкість зльоту 185-190 км/г
посадки V=170 км/г, довжина пробігу 620 м
Відстань польоту при повній заправці 910 км
Термін польоту 1 г 55 хв
Практичний потолок при вазі 4100 кг 11 км 300м
Максимальне число Маха 0.78-0.8
На літаку встановлено все необхідне обладнання для виконання польотів за призначенням. Крім того, на літаку встановлено озброєння, яке дає змогу виконувати прицільне бомбардування авіабомбами калібру 50-100 кг, вести прицільну стрільбу з некерованих ракет типу С-5 з блоків УБ-32 по наземним цілям з пікірування, проводити імітацію пуску ракет Р-60, та виконувати фотострільбу.
ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНІ ДАНІ Ту-22м3
Дальній ракетоносець-бомбардувальник. Використовує як звичайну, так і ядерну зброю.
Екіпаж 4 ч.
Довжина 42.5 м
Розмах крила 34.3 м
Висота 11.2 м
Максимальна вага на злеті 124 т
Максимальна вага на посадці 88 т
Бойове навантаження 24 т
Максимальна швидкість Н=13 км крило 65 гр. 2300 км//г
Швидкість відриву при вазі 124 т 370 км/г
Швидкість посадки 305 км/г
Практичний потолок при вазі 92 т,
М=1.3 крило=65гр. 14000 м
Максимально допустиме навантаження
при вазі 98т 2,5 од.
Довжина розбігу без прогріву двигунів 2230 м
Пробіг на посадці 1570-1800м
Заправка 54 т
Засоби РЕБ: СПС-151, КДС-155, АПП-23м, АСО-26.
БОЙОВИЙ РАДІУС:
озброєння Rт , на Нмал. Перегоночна дальн.
12 ФАБ-500 2550-2600 км Н=8.1 км, 5300 км
24 фаб-500 2450 км 4900 км
1хХ-22 4950 км
3хХ12 2500 км
10хХ-15 2700 км
33 АБ-250 2140 км 2400 км
69 АБ-250 850 км 1000 км
2хХ-22 1310 км 2040 км
ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ Іл-78
Середній військово-транспортний літак.
Екіпаж 7 ч.
Довжина 46.6 м
Розмах крила 50.5 м
Висота 14.7 м
Розміри грузової кабіни: довжина 24,5 м
ширина 3,45 м
висота 3,4 м
На літаку використовується 4 двигуна ДС-30 пс з статичною тягою на максимальному режимі 12 000 кг.
Практичний потолок 13000 м
Швидкість по приладах у землі 480 км/г
Швидкість на висоті Н=8-10 км 735 км/г
Відстань розбігу на БВПС 1460 м
Пробіг з реверсом 500 м
Максимальна вага вантажу 42 т
Максимальна кількість десанту:
при десантуванні з повітря 126 ч.
при перевезенні у двопалубному варіанті 225 ч.
Максимальна маса палива 80 т
Озброєння: гармати ГШ-23л - турельна установка для прикриття ЗПС боєкомплектом 1200 патронів; бомби калібру до 500 кг.
Апаратура РЕБ: СПС-5, СПС-151, СПС-152, КДС-16 мг.
Вантаж вага вантажу Rт Нмал Rт Н=10 км вага палива
126 чол. десант. 13 тон/68т 2670 км 2590 км
Перегоночна відстань на висоті 10000 м 7200 км.
ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ Ан-72
Малий військово-транспортний літак.
Екіпаж 4 ч.
Довжина 28.1 м
Розмах крила 32 м
Висота 8.6 м
Літак обладнаний двома двигунами Д-36
з максимальною тягою 13000 кг
Практичний потолок 11000 м
Максимальна швидкість у землі 410 км/г
на висоті 10 000 м 540 км/г
Відстань розбігу 350 м
Пробіг 500 м
Швидкість відриву на злеті 170 км/г
Максимальна вага вантажу 7,5 т
Максимальна кількість:
перевозимого особового складу 68 ч
перевозимого десанту 57 ч.
Максимальна вага палива 10.8 т
висота палива палива
вантаж вантаж
10.8 т/1 т 4.3 т/7.5 т
500 м 2100 км 600 км
4000 м 2700 км 680 км
6000 м 3050 км 680 км
8000 м 3750 км 720 км
10000 м 4050 км 790 км
Озброєння немає, засобів РЕБ немає.
ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНІ ДАНІ Мі-8
Військово-транспортний вертоліт.
Екіпаж 4 ч.
Довжина 25.85 м
Висота 5.6 м
Діаметр несучого гвинта 21.294 м
Двигуни: два ТВЗ-117 мт
Вага злітна 13000 кг
Вантажопід`ємність 4000 кг
Швидкість у землі 250 км/г
на висоті Н=1000 м 240 км/г
Практичний потолок 4000 м
Максимальне перевантаження 2 од.
Тактичний радіус:
варіант озброєння Rт на Н=100м Rт на Н=1000м
6хУБ-32 230 км 195 км
6хБ-8 230 195
навантаження 2100 кг 230 495
4000 кг 215 465
перегоночна дальність
з підвісним баком 725
з двома баками 950
з вантажем на зовнішній
підвісці вагою 3000 кг 240 км
Повна заправка 4450 кг
без підвісних баків 2870 кг
ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ Мі-24В
Транспортно-бойовий вертоліт.
Екіпаж 2 ч.
Довжина 21.35 м
Висота 5.47 м
Діаметр несучого гвинта 17.3 м
Максимальна вага 11500 кг
Вантажопід`ємність 1500 кг
Максимальна швидкість у землі 335 км/г
на висоті 500 м 320 км/г
Практичний потолок 4500 м
Максимально-допустиме перевантаження 1.8 од.
Заправка без додаткових баків 1710 кг
з чотирма додатковими баками 3170 кг
Тактичний радіус:
варіант озброєння Rт на Н=100 м Rт на Н=1000 м
без підвісок 250 км 530 км
4х”Штурм-в”
2хУБ-32
1470 патронів 192 420 км
4х”Штурм-в”+2хОФАБ-250ш 185 410
1470 патронів
8х”Штурм-в”+2хУб-32 155 350
1470 патронів
4х”ШТУРМ-в”+4хУБ-32
1470 патронів 105 250
2 хПТБ по 500 л 725
4хПТБ по 500 л 975 км
На вертольоті встановлена гармата ГШ-23 з боєкомплектом 1470 патронів.
РЕБ:АСО-2в, ЕВУ-”ЛІНКС”.
“Основною метою будівництва та розвитку ВПС є створення невеликого за чисельністю, мобільного, добре озброєнного і всебічно оснащеного авіаційного угрупування.”