Силовая установка, топливная система и самолетное оборудование

Силовая установка самолета МиГ-29 состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей РД-33 с форсажными камерами, коробки приводов самолетных агрегатов КСА-2 (КСА-3) и турбокомпрессорного стартера-энергоузла ГТДЭ-117.

Газотурбинный двигатель РД-33 — двухвальный, двухконтурный (со степенью двухконтурности 0.475), имеет осевой двухкаскадный компрессор, состоящий из низконапорного 4-ступенчатого вентилятора и регулируемого 9-ступенчатого компрессора высокого давления, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую охлаждаемую турбину (первая ступень — высокого давления, вторая — низкого давления), форсажную камеру и регулируемое сверхзвуковое реактивной сопло. Перед форсажной камерой происходит смешение потоков газов обоих контуров двигателя. Тяга двигателя на режиме «полный форсаж» составляет 8300 кгс (81.4 кН) («минимальный форсаж» — 5600 кгс (54.9 кН)), на максимальном режиме — 5040 кгс (49.4 кН), удельный расход топлива — соответственно 2.05 кг / (кгсч) (0.21 кг / (Н * ч)) и 0.77 кг / (кгс * ч) (0.08 кг / (Н * ч)). ДлинадвигателяРД-33 — 4260 мм, максимальный диаметр — 1000 мм (диаметр входа — 750 мм), сухая масса — 1050 кг, что соответствует удельному весу 0.126 кг / кгс (12.8 кг / кН). Назначенный ресурс РД-33 2-й серии (при использовании режима «У») определен в 1400 ч, РД-33 3-йсерии — в 2000 ч, срок до первого ремонта — соответственно в 700 ч и 1000 ч. Двигатель РД-33 имеет гидроэлектронную систему управления с аналоговым регулятором-ограничителем БПР-88. Основными гидромеханическими элементами системы топливной автоматики двигателя являются насос-регулятор НР-59А, регулятор сопла и форсажаРСФ-59А, распределитель топлива РТ-59И и распределитель форсажного топлива РТФ-59. Задание режима работы силовой установки осуществляется рычагами управления двигателями (РУД), расположенными на левом пульте кабины летчика и связанными с рычагами насосов-регуляторов системой тяг и качалок. Запуск двух двигателей может производиться как последовательно, так и одновременно. Раскрутка роторов двигателей при их запуске на земле обеспечивается газотурбинным стартером-энергоузлом ГТДЭ-117, запуск которого, в свою очередь, осуществляется электростартером СТ-115Б. Напряжение к последнему подводится либо от аэродромных источников питания, либо от автономных бортовых источников тока — аккумуляторных батарей. Запуск двигателей в воздухе происходит при вращении их роторов на режиме авторотации под действием набегающего потока воздуха, при этом надежный запуск возможен практически во всем диапазоне скоростей полета самолета (минимальная скорость полета при запуске на авторотации — 300 км / ч). Система кислородной подпитки камеры сгорания повышает надежность запуска двигателей в полете на больших высотах, где понижено содержание кислорода в воздухе, а также устойчивость работы силовой установки при стрельбе из пушки и пусках ракет, когда в воздухозаборники могут попадать раскаленные пороховые газы от пушечных патронов и ракетных двигателей. Двигатель сохраняет работоспособность даже при отрицательных воздушных скоростях (например, при «скольжении на хвост») и при любых пространственных положениях самолета. На земле он устойчиво работает при температуре окружающего воздуха от +60є С до -60є С, в воздухе — при температуре на входе до +200Х, соответствующей нагреву конструкции самолета при полете с числом М = 2.35.

Турбокомпрессорный стартер-энергоузел ГТДЭ-117 представляет собой легкий газотурбинный двигатель, используемый на самолете для раскрутки роторов двигателей при их запуске на земле и приведения в действие бортовых электрогенераторов и насосов гидросистемы при выключенных ТРДДФ. Последнее позволяет осуществлять проверку оборудования истребителя без подключения внешних источников электропитания (например, в полевых условиях) и без расходования ресурса двигателей. Стартер-энергоузел, имеющий массу 40 кг, развивает пусковую мощность 90 л.с. (66.2 кВт).

Установка генераторов и гидравлических насосов не непосредственно на двигателях, а на выносной коробке самолетных агрегатов дает возможность снимать и заменять двигатели с минимальным числом расстыковочных операций. Благодаря этому двигатель на истребителе МиГ-29 заменяется четырьмя специалистами всего за 2 ч 15 мин. Облегчению снятия двигателей с самолета способствуют также их расположение ниже основных силовых элементов корпуса машины (двигатели снимаются вниз) и применение быстросъемных капотов. Масляные системы двигателей и коробки самолетных агрегатов заправляются минеральным маслом ИПМ-10.

Топливная система предназначена для размещения запаса топлива на борту самолета и обеспечения бесперебойного питания двигателей на всех режимах работы в воздухе и на земле, а также поддержания заданной центровки самолета в полете. Кроме того, система осуществляет прокачку топлива через топливно-гидравлические теплообменники. На самолетах МиГ-29 типа «9−12» топливо размещается в пятифюзеляжных и двухкрыльевых баках общей емкостью 4300 л (запас топлива 3380 кг при плотности 0.785 г / см³). Емкость фюзеляжного бака № 1 — 650 л, бака № 2 — 870 л, бака № 3 — 1810 л, двух баков №ЗА — 310 л, двух крыльевых баков — 660 л. Бак № 2 является расходным, в баке № 3 размещен топливный аккумулятор. Под фюзеляжем возможна подвеска дополнительного сбрасываемого бака емкостью 1500 л. Суммарный запас топлива самолетов указанных модификаций с ПТБ составляет 5800 л (4350 кг). Применение подкрыльевых баков возможно и на МиГ-29 типа «9−12» после соответствующей доработки топливной системы.

Основным топливом для двигателей истребителей МиГ-29 являются авиационные керосины марок РТ, Т-1 и ТС-1 или их смеси.

Заданная центровка самолета в полете обеспечивается определенным порядком выработки топлива: на истребителе МиГ-29 типа «9−12» с начала расходуется топливо из-под фюзеляжного подвесного бака (полностью), затем — частично из бака № 1 (250 кг), бака№ 3 (200 кг), полностью из крыльевых баков-отсеков и баков №ЗА, потом — частично из бака № 3 (600 кг), бака№ 1 (280 кг), остаток из бака № 3, остаток из бака № 1 и, наконец, — все топливо из бака № 2 и топливного аккумулятора.

Противопожарная система предназначена для тушения пожара в отсеках двигателей и коробки самолетных агрегатов. Она состоит из системы сигнализации о пожаре и системы пожаротушения. Система сигнализации предназначена для выдачи предупреждения летчику о возникновении пожара на световом табло приборной доски кабины и речевого сообщения системы «Алмаз». Сигнал о пожаре поступает от датчиков ионизации воздуха в отсеках двигателей и КСА, которые срабатывают при появлении здесь пламени (время срабатывания сигнализации не более 3 с). Система пожаротушения состоит из установленного в гроте корпуса самолета огнетушителя — сферического баллона емкостью 3 л, заправленного фреоном и снабженного головкой с тремя пиротехническими клапанами, — трубопроводов и коллекторов-распылителей, расположенных в отсеках обоих двигателей и КСА. Ликвидация пожара обеспечивается путем заполнения огнегасящим составом свободного пространства отсеков (объем каждого двигательного отсека 0.5 м³, отсека КСА — 0.3 м³). Органы управления системой пожаротушения (кнопка пожаротушения и трехпозиционный переключатель «левый двигатель — правый двигатель — коробка приводов») размещены на пульте левой панели кабины.

Система управления самолетом предназначена для управления положением самолета в пространстве и включает в себя системы:

• — управления стабилизатором по тангажу (продольное управление);
• — управления элеронами и стабилизатором по крену (поперечное управление);
• — управления рулями направления по курсу (путевое управление).

Кроме того, к ней также относятся системы управления отклоняемыми носками крыла, закрылками и тормозными щитками. Система управления всех модификаций самолетов МиГ-29 — механическая, с гидравлическими рулевыми приводами. Проводка системы управления состоит из тяг и качалок с включенными в нее электрои гидроагрегатами. Шарнирные моменты, возникающие при отклонении рулевых поверхностей, воспринимаются гидроусилителями. Усилия на ручке управления и педалях создаются загрузочными механизмами, включенными во все три канала проводки управления; для уменьшения усилий на ручке управления используются механизмы триммерного эффекта.

Управление самолетом осуществляется в ручном и автоматическом режимах. В автоматическом режиме управление производится по сигналам системы автоматического управления САУ-451. Исполнительными механизмами САУ являются автономные рулевые машинки (АРМ), установленные в каждом из трех каналов управления. Для предотвращения выхода самолета на режим сваливания и обеспечения летчика информацией о текущих и предельно допустимых углах атаки и вертикальных перегрузках, а также для расширения эксплуатационного диапазона углов атаки за счет автоматического управления носками крыла на самолете имеется система ограничительных сигналов СОС-ЗМ. При приближении самолета к критическим углам атаки система СОС-ЗМ. в соответствии с темпом нарастания угла атаки, «отталкивает» ручку управления самолетом от летчика с усилием до 17 кгс (167 Н). НаистребителяхМиГ-29 иМиГ-29УБприменяетсясистемаограничительныхсигналов СОС-ЗМ, настроенная на срабатывание при достижении угла атаки 26є.

Система поперечного управления включает ручку управления, установленные в отсеке центрального узла управления загрузочный механизм, механизм триммерного эффекта и автономную рулевую машинку АРМ-150К, установленные в консолях крыла гидроусилители (рулевые приводы) элеронов РП-280А, смонтированные в хвостовом отсеке корпуса самолета нелинейный механизм и механизм отключения «ножниц» стабилизатора, дифференциальный механизм и гидравлические усилители стабилизатора РП-260А, тяги и качалки проводки управления.

Система путевого управления включает педали, загрузочный механизм, гидроцилиндр загрузки педалей (увеличивает усилие на педалях при полете со скоростью М>0.85).механизм триммерного эффекта и автономную рулевую машинку АРМ-150К (в отсеке центрального узла управления), два гидроусилителя — привода рулей направления РП-270 (в килях), тяги и качалки проводки управления.

Система автоматического управления САУ-451−03 (САУ-451−04), применяемая на самолетах МиГ-29 типа «9−12» и «9−13», выполняет следующие функции:

• — демпфирование собственных короткопериодических колебаний самолета по крену, тангажу и курсу, что улучшает характеристики устойчивости и управляемости при пилотировании, особенно на больших углах атаки, и позволяет летчику с достаточной точностью выдерживать заданные углы атаки;
• — стабилизацию углов крена, тангажа и курса на всех высотах и скоростях полета, что обеспечивает выдерживание в полете заданных летчиком угловых положений самолета;
• — приведение самолета к прямолинейному горизонтальному полету из любых пространственных положений, в том числе на режиме снижения или набора высоты при любых углах крена;
• — стабилизацию барометрической высоты;
• — увод самолета с «опасной» высоты (только при убранном шасси);
• — автоматическое и директорное управление самолетом при заходе на посадку до высоты 50−60 м.

Пневматическая система по функциональному назначению подразделяется на основную, аварийную и системы наддува гидробаков и блоков оборудования. Основная система обеспечивает торможение колес шасси, управление откидной частью фонаря и ее герметизацию в закрытом положении, управление перекрывными кранами топливной системы, выпуск и сброс тормозного парашюта. Аварийная система используется в случае необходимости для аварийного выпуска шасси (при отказе основной — гидравлической — системы управления шасси) и аварийного торможения колес основных опор шасси (при отказе основной пневматической системы торможения). Системы наддува гидробаков и блоков радиооборудования предназначены для поддержания в них необходимого давления на всех высотах полета.

Электрическая система предназначена для снабжения электрическим током приборов и агрегатов бортового оборудования самолета. Электрическая система включает цепи постоянного тока (28.5 В), переменного однофазного (115 В, 400 Гц) и переменного трехфазного тока (36 В, 400 Гц). Основным источником постоянного тока на самолете является генератор ГСР-СТ-12 / 40А мощностью 30 кВт (максимальный ток отдачи 83.3 А, напряжение 208 / 120 В), переменного тока — генератор ГТ30НЖЧ12 мощностью 12 кВт (ток нагрузки 400 А, напряжение 28.5 В) с приводом ГП-21−3. Они установлены на коробке самолетных агрегатов. Резервными источниками постоянного тока при отказе генератора ГСР-СТ-12 / 40А служат две серебряно-цинковые аккумуляторные батареи 15СЦС-45Б емкостью 45 А" ч каждая (напряжение 28 В), которые могут быть использованы также для приведения в действие электростартера газотурбинного двигателя-энергоузла при запуске двигателей в случае невозможности подключения аэродромного питания. Аккумуляторные батареи размещены в отсеке правого наплыва крыла. Резервным источником переменного однофазного и трехфазного тока при отказе генератора ГТ30НЖЧ12 является установленный вблизи аккумуляторов преобразователь ПТО-1000 / 1500 М мощностью 1.5 / 1 кВт (в цепи однофазного / трехфазного тока, максимальный ток отдачи 13 / 16 А), на вход которого подается постоянный ток от аккумуляторных батарей.

Светотехническое оборудование обеспечивает внутрикабинное освещение, освещение взлетно-посадочной полосы и наружное сигнальное освещение. Освещение шкал приборов в кабине осуществляется светильниками, установленными над приборами; надписи на пультах и щитках освещаются лампами накаливания через светопроводы. Кроме того, для облегчения пользования приборами, пультами, щитками и картой предусмотрено их освещение заливающим белым светом. На самолете предусмотрена регулировка яркости освещения всех приборов и надписей на пультах в зависимости от наружной освещенности. Для освещения взлетно-посадочной полосы при посадке и рулежке самолета на створках ниш основных опор шасси установлены две посадочные фары типа ФП-8, а на стойке передней опоры шасси — одна рулежная фара типа ФПК-250 или ФР-9 (на самолетах ранних серий). Габариты истребителя и направление его полета обозначаются при помощи аэронавигационных огней АНО-7, установленных на законцовках крыла и левом киле (левый бортовой аэронавигационный огонь имеет светофильтр красного цвета, правый — зеленого, а хвостовой — белого).

Система снабжения летчика кислородом обеспечивает подачу кислородно-воздушной смеси в маску на высотах полета до 8000 м и чистого кислорода на больших высотах.

Аварийная система подачи кислорода размещена в катапультном кресле. Она включает кислородный баллон емкостью 0.7 л с давлением 180 кгс / см² (17.6 МПа) и редуктор, снижающий давление до 2 кгс / смя (0.2 МПа). Система приводится в действие автоматически при катапультировании или вручную (с помощью красной ручки на правой панели катапультного кресла) и может снабжать летчика кислородом в течение 4 мин. Система кислородной подпитки двигателей и турбостартера включает один 4-л баллон с давлением 150 кгс / см² (14.7 МПа), редуктор, снижающий давление до 7.8−10.8 кгс / см² (0.8−1.1 МПа), и систему трубопроводов.

На самолетах МиГ-29 может использоваться комплект кислородного оборудования и снаряжения летчика ККО-15ЛП, обеспечивающий создание необходимых условий жизнедеятельности летчика при выполнении полетов на высотах до 20 км, а также после аварийного покидания самолета с высоты до 20 км и последующего приземления или приводнения (в частности, обеспечивается возможность дыхания летчика под водой в течение 3−5 мин). В состав комплекта ККО-15ЛП входят защитное снаряжение и бортовое кислородное оборудование. Защитное снаряжение включает высотный компенсирующий костюм ВКК-15К и защитный шлем ЗШ-7А с кислородной маской КМ-35. Высотный компенсирующий костюм имеет встроенную систему вентиляции, работающую от бортовой системы. При полете самолета на высотах менее 12 км вместо ВКК-15К возможно применение противоперегрузочного костюма ППК-3, что приводит к некоторому снижению переносимости пилотажных перегрузок. При полетах над морем предусматривается использование высотного морского спасательного комплекта ВМСК-4−15. Бортовое кислородное оборудование включает кислородно-дыхательную аппаратуру КДА-15, автомат давления АД-15 и кислородную систему катапультного кресла КСКК-2М. Защитное снаряжение комплекта ККО-15ЛП сочетается с серийным полетным обмундированием и при этом сохраняет необходимые свойства при низких температурах окружающей среды (до -50є).

Система кондиционирования обеспечивает поддержание заданных температуры и давления воздуха в кабине, вентиляцию костюма летчика и работу противоперегрузочного устройства, обдув летчика, обдув остекления фонаря кабины, охлаждение пушки и оборудования. Воздух в систему отбирается от компрессоров двигателей, охлаждается до заданной температуры и с требуемым давлением подается в кабину летчика и отсеки оборудования.

Система аварийного покидания самолета включает в себя катапультное кресло К-36ДМ серии 2 и пиромеханическую систему управления сбросом фонаря и катапультированием летчика. Катапультное кресло обеспечивает спасение летчика во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета, включая режимы движения самолета по аэродрому. Безопасное катапультирование гарантируется в горизонтальном полете с приборными скоростями от 0 до 1400 км / ч (числа М от 0 до 2.5) на высотах от 0 до 25 км, при маневрировании с перегрузкой от -2 до +4, на углах атаки до 30є, углах скольжения до 20є и углах кренадо 180є, при вращении самолета относительно продольной оси, а также на режимах разбега и пробега при скорости не менее 75 км / ч. Минимальная высота катапультирования при пикировании самолета с углом 30є составляет 85 м, из положения перевернутого полета — 55 м (для скорости самолета 400 км / ч в обоих случаях). Максимальная перегрузка при аварийном покидании самолета составляет 18 единиц. Чтобы осуществить катапультирование, летчик вытягивает вверх сдвоенную рукоятку управления системой катапультирования, после чего автоматически срабатывают в определенной последовательности системы аварийного сброса откидной части фонаря, стреляющего механизма катапультного кресла и механизма ввода в действие спасательного парашюта. Защита летчика от возникающих при катапультировании перегрузок и воздействия скоростного напора воздуха обеспечивается высотным снаряжением летчика, принудительной фиксацией его в кресле, устойчивой стабилизацией кресла в процессе катапультирования, а при катапультировании на больших скоростях — дефлектором системы дополнительной защиты от воздушного потока.

Кресло К-36ДМ оборудовано двухступенчатым комбинированным стреляющим механизмом КСМУ-36, механизмом ввода парашюта, подвесной спасательной системой ПСУ-36 с 28-стропным парашютом, имеющим площадь купола 60 м², системой стабилизации с двумя стабилизирующими парашютами, парашютными автоматами и полуавтоматами КПА-4М, ППК-1М-Т и ППК-У-Т. Импульс тяги порохового ракетного двигателя катапультного кресла составляет 630 кгсс (6.2 кН с). Для поддержания жизнедеятельности летчика и передачи сообщения о его местонахождении после катапультирования на кресле установлена кислородная система, носимый аварийный запас НАЗ-7М и автоматический радиомаяк «Комар-2М» (Р-855УМ). В состав НАЗ-7М входят спасательный надувной плот ПСН-1, продуктовый запас, лагерное снаряжение, средства сигнализации и медикаменты. Масса кресла К-36ДМ с кислородным оборудованием и «назом» составляет 123 кг.

Приборное оборудование служит для обеспечения безопасного полета и эффективного боевого применения самолета в простых и сложных метеорологических условиях, днем и ночью, на любых высотах, вплоть до практического потолка. Для упрощения пилотирования самолета, облегчения условий работы летчика, а также более рационального размещения оборудования на панелях пультов кабины приборы расположены панорамным образом. Приборы и органы управления системами размещены на приборной доске, левом и правом пультах. Основными рычагами управления самолетом являются ручка управления самолетом по тангажу и крену, установленная по центру кабины между ног летчика, педали путевого управления, а также рычаги управления двигателями (РУД), размещенные на левом борту кабины. На лицевой стороне ручки управления самолетом расположены кнопки управления автопилотом: кнопки приведения к горизонту (зеленая) и отключения режима САУ (красная); кнюппель триммирования продольного и поперечного управления, кнюппель управления маркером цели на ИЛС, кнопки запроса государственной принадлежности обнаруженной цели и сброса сопровождения цели; на обратной стороне — боевая кнопка стрельбы из пушки, боевая кнопка пуска ракет и сброса бомб, кнопка сброса ПТБ; под рукояткой — рычаг торможения колес шасси с ручкой стартового тормоза. На РУД имеются кнопки управления тормозными щитками, радиостанцией и отстрелом пассивных помех.

На подфонарной раме перед приборной доской на левом борту установлены рычаг открытия-закрытия фонаря и кнопка выпуска тормозного парашюта, а на правом борту — рычаг аварийного сброса фонаря и механический сигнализатор закрытия фонаря. На левом пульте кабины размещены щиток управления подачей кислорода летчику, щиток автоматики регулирования управления, пульт радиостанции, щиток управления закрылками, щиток управления аварийными режимами силовой установки (тумблеры запуска в воздухе, управления перекрывными топливными кранами, приведения в действие системы пожаротушения, ручного управления воздухозаборниками), пульт управления СУВ. Над приборной доской расположены (слева направо): пульт управления ОЭПрНК, указатель углов атаки и перегрузок, индикатор на фоне лобового стекла со щитком управления и дополнительным щитком кнопочных выключателей, закрытым крышкой, индикатор прямого видения с солнцезащитным тубусом, отображающий на экране электронно-лучевой трубки информацию РЛПК и КОЛС. Справа от ИЛС под переплетом фонаря закреплен магнитный компас КИ-13.