Су 24м википедия: Су-24 — Википедия

Содержание

Су-24МР — Вікіпедія

Матеріал з Вікіпедії — вільної енциклопедії.

Су-24МР — фронтовий літак-розвідник, призначений для забезпечення розвідувальною інформацією командування сухопутних військ і фронтової авіації, на приморських напрямках — військово-морського флоту.

Може виконувати всепогодну комплексну повітряну розвідку вдень і вночі в широкому діапазоні висот і швидкостей на глибину до 400 км за лінією бойового зіткнення при протидії засобів ППО супротивника. Може бути застосований і в цивільних цілях — для оцінки радіаційного зараження місцевості та повітря в районі АЕС, виявлення розливів нафтопродуктів на суші і воді, лісових пожеж, картографування місцевості тощо.

Проектування Т-6П почалося в ДКБ Сухого одразу після закінчення випуску документації по основному варіанту літака, але через велику завантаженість ОКБ роботи йшли повільно. Для переробки в прототипи були виділені 2 Су-24 перших серій, що використовувалися раніше за програмою випробувань Су-24М. На них замість РЛС «Оріон» був встановлений комплекс РЕБ «Конвалія». Перший прототип вперше піднявся в повітря в грудні 1979 року. Випробування тривали до 1982 року. Серійне виробництво організовано на авіазаводі в Новосибірську в 1983 році. Прототипи були передані в 4 ЦБПіПЛС в Липецьку, а всі 8 серійних надійшли до 118 полк літаків РЕБ у Чорткові.

Льотно-технічні характеристики Су-24МР[ред. | ред. код]

Двигуни АЛ-21Ф-3А

Злітна тяга, кгс:

  • максимальна безфорсажна 2х7800
  • на форсажі 2х11200

Габарити, м:

  • розмах крила (при стріловидності 16 °)17,638
  • довжина з ПВД24,594
  • висота 6,193
  • Площа крила, м2
  • при стріловидності 16 ° 55,16
  • при стріловидності 69 °51,0

Маса, кг:

  • порожнього 22100
  • злітна нормальна 33325
  • максимальна злітна 39700

Запас палива, л 11700

Максимальне число М 1,35

Швидкість максимальна на висоті 200 м, км / год:

  • без підвісок 1320
  • з контейнерами і озброєнням 1200

Практична стеля, м 11000

Тактичний радіус дії (з ПТБ), км 650

Перегоночна дальність (без дозаправки), км 2500

Максимальне експлуатаційне перевантаження 6,5

Довжина розбігу, м 1100–1200

Екіпаж, чол. 2

Літаки на озброєнні[ред. | ред. код]

Україна володіє 20 такими літаками. З них у строю знаходяться 12, інші на консервації.

Су-24М Википедия

Су-24 (изделие Т-6, по кодификации НАТО: Fencer — «Фехтовальщик») — советский и российский тактический фронтовой бомбардировщик с крылом изменяемой стреловидности, предназначенный для нанесения ракетно-бомбовых ударов в простых и сложных метеоусловиях, днём и ночью, в том числе на малых высотах с прицельным поражением наземных и надводных целей. Носитель тактических ядерных зарядов. Немодифицированная версия самолёта снята с вооружения в 2016 году. Модифицированная версия Су-24М постепенно заменяется фронтовым бомбардировщиком Су-34 в частях ВКС России[2].

История создания и производства

Прототип бомбардировщика Т-6-1

Первоначально после принятия на вооружение истребителя Су-7Б предполагалось создание модификации всепогодного самолёта для поражения малоразмерных целей, но разработка на базе Су-7 с выполнением тактико-технических требований была невозможна, поэтому ОКБ Сухого начало разработку самолёта под шифром С-6 — с треугольным крылом, двигателями Р21Ф-300 и тандемным расположением экипажа.

В 1963 году был построен натурный образец, через год проект был изменён на шифр Т-58М — модификацию Су-15, изменилась концепция самолёта, теперь по требованию ТТТ предполагалось создание маловысотного бомбардировщика с укороченным взлётом/посадкой (требовался сверхзвуковой маловысотный полёт с преодолением ПВО).

С 1965 года расположение экипажа изменилось, вместо лётчики располагались рядом из-за больших объёмов РЛС «Орион», двигатели — Р-27Ф-300, для обеспечения короткого взлёта/посадки установлены дополнительные четыре РД-36-35.

24 августа 1965 года самолёт получил шифр Т-6. 2 июля 1967 года лётчик-испытатель В. С. Ильюшин совершил на нём первый полёт.

В октябре 1967 года были установлены более мощные АЛ-21Ф, это позволило избавиться от четырёх РД36-35.

Проработки варианта Т-6 с крылом изменяемой стреловидности начались в 1967 году под руководством О. С. Самойловича. На всех стадиях работы непосредственное участие в проектировании принимал П. О. Сухой. Впервые в СССР предусмотрели установку пилонов для подвески внешней нагрузки на подвижных частях крыла. Первый опытный Т-6-2И с новым крылом 17 января 1970 года поднял в воздух лётчик-испытатель B. C. Ильюшин. Т-6 получил официальное обозначение

Су-24.

Принято считать, что в конце 1960-х — начале 1970-х годов советский Су-24 проектировался с большой оглядкой на американский F-111, хотя говорить о полном копировании нельзя[3]. По свидетельству О. С. Самойловича, приведённому в его мемуарах «Рядом с Сухим», при создании Су-24 очень помогли многочисленные подетальные фотографии F-111, сделанные им лично на авиасалоне в Ле-Бурже в 1967 году[4].

Государственные испытания были проведены с января 1970 по июль 1974 года[5]. Су-24 принят на вооружение 4 февраля 1975 года. В ходе испытательных полётов возникали «титановые» пожары двигателя, так как ряд элементов компрессора двигателя был выполнен из сплавов титана и при возгорании лопаток компрессора[Комм. 1] возникал быстрый прогар корпуса двигателя, разрушение двигателя в воздухе и выброс горящего расплава на силовую конструкцию планера[6]. Когда была установлена причина «титановых» пожаров, КБ «Сатурн» перепроектировало компрессор. Масса и размеры двигателя несколько возросли, но его надёжность и тяга также значительно увеличились.

Испытания Су-24 проведены в более чем 2000 полётов[7].

Самолёт поступал в части бомбардировочной и морской авиации ВС СССР, затем продолжал эксплуатироваться в ВС РФ вплоть до 2016 года, последний полёт Су-24 был выполнен 31 августа на самолёте, который принадлежал 43-му отдельному морскому штурмовому авиаполку.

На базе самолёта Су-24 было создано несколько модификаций, в том числе бомбардировщики Су-24М, разведчик Су-24МР и постановщик помех Су-24МП.

ГСИ Су-24М проведены с декабря 1976 по май 1981 года. Постановлением правительства от 22 июня 1983 года модифицированный бомбардировщик Су-24М был принят на вооружение[5].

Перечисленные модификации самолёта строились на двух авиационных заводах — НАПО и КнААПО. Серийное производство этих модификаций прекращено в 1993 году. Было выпущено около 1200 этих машин.

В 2001 году совершил первый полёт модернизированный Су-24М2. Предварительный этап испытаний был начат в 2004 году, завершающая стадия испытаний[8] проведена в 2006 году. В 2007 году первые два Су-24М2 были переданы в Липецкий центр боевого применения. Поставка всех заказанных Су-24М2 первой партии для ВВС России была завершена в декабре 2009 года

[9].

Конструкция

Су-24 из состава ВВС Узбекистана. Вид со стороны хвоста. Открытие створок фонаря кабины назад, в сторону.

Самолёт представляет собой двухдвигательный высокоплан с крылом изменяемой стреловидности. В зависимости от режима полёта передние части крыла (консоли) устанавливаются в одно из четырёх положений: 16° — на взлёте и при посадке, 35° — в крейсерском дозвуковом полёте, 45° — при боевом маневрировании и 69° — при полёте на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях. На самолёте трёхстоечное убираемое шасси.

Фюзеляж полумонококовой конструкции, кабина двухместная. Лётчик и штурман располагаются рядом, «плечом к плечу», управление двойное. Катапультные кресла типа К-36ДМ. Силовой набор фюзеляжа состоит из шпангоутов, лонжеронов и стрингеров. Состоит из передней части до 16 шпангоута: из радиопрозрачного обтекателя антенн прицельно-навигационной системы и отсеков оборудования, кабины экипажа, подкабинного отсека с нишей передней стойки шасси, закабинного отсека с колесной нишей, створок ниши передней опоры шасси, фонаря кабины, включающего неподвижную переднюю часть и две откидывающиеся вверх-назад створки. Под носовым радиопрозрачным обтекателем размещены антенны радиолокационной станции переднего обзора «Орион» и радиолокатора предупреждения о столкновении с естественными наземными препятствиями (РПС) «Рельеф». В носовой части обтекателя установлены антенна передней полусферы антенно-фидерной системы «Пион» из комплекта радиотехнической системы ближней навигации (РСБН), приёмник воздушного давления ПВД-18 и антенная система пассивной радиолокационной станции (ПРС) «Филин». Для доступа к антеннам обтекатель откидывается на петлях в левую сторону. Антенны установлены на поворотной раме, которая откидывается на петлях вправо, обеспечивая доступ к радиоблокам и радиоэлектронному оборудованию, установленному в глубине переднего отсека.

За носовым отсеком оборудования, ограниченным 4-м шпангоутом, размещена двухместная герметичная кабина экипажа с посадкой лётчика и штурмана рядом. Под ней расположены три подкабинных отсека: два боковых, в которых установлены блоки радиоэлектронного и самолётного оборудования, и средний отсек ниши передней стойки шасси. Замыкает головную часть фюзеляжа закабинный отсек, где размещен основной объём специального оборудования и часть агрегатов самолётных систем. Для доступа к ним справа и слева имеются легкосъемные люки, а по оси самолёта выполнен эксплуатационный колодец с люком на нижней поверхности фюзеляжа. В гаргроте на верхней поверхности фюзеляжа проложена жесткая проводка системы управления самолётом, топливные трубопроводы и коммуникации других самолётных систем. На нём установлен форкиль с воздухозаборником охлаждения генераторов (с самолёта № 15-28). На нижней поверхности средней части фюзеляжа расположены четыре точки подвески вооружения: № 3, № 4, № 7 и № 8, две последние — тандемом по оси симметрии самолёта (7-я и 8-я точки подвески устанавливались на самолёты с № 8-11).

Средняя часть фюзеляжа, шпангоуты с 16 по 35, состоит из трёх топливных баков-отсеков, отсеков радиоэлектронного оборудования и агрегатов самолётных систем, воздушных каналов двигателей, гаргрота, передней части двигательных отсеков, ниш основных опор шасси со створками и ниш уборки корневых частей поворотных консолей крыла с уплотнительными створками. Силовой каркас отсека состоит из 19 шпангоутов и 6 лонжеронов. Передний топливный бак-отсек (бак № 1) расположен по оси симметрии самолёта и имеет в задней части сквозной прямоугольный вырез для размещения патронного ящика встроенной пушечной установки. Топливный бак-отсек № 2 -расходный, в передней части состоит из центральной и двух боковых частей, соединяющихся в одно целое за силовым шпангоутом, к которому крепятся основные опоры шасси. Над этими баками размещены отсеки оборудования, в частности системы кондиционирования, заборник воздухо-воздушного радиатора которой вынесен на верхнюю панель гаргрота. Топливный бак-отсек № 3 состоит из двух частей: передней, ограниченной сверху цилиндрическим наклонным плато, а снизу и с боков — фрезерованными панелями, и задней, расположенной между двигателями и образованной фрезерованными панелями. Над наклонным цилиндрическим плато бака № 3 расположены два отсека самолётного оборудования: в одном размещены гидромоторы привода поворотных консолей и системы управления механизацией крыла, во втором на съемных панелях установлены агрегаты гидросистемы. Между баками № 2 и № 3 расположена силовая балка центроплана. Ниши основных опор шасси разделены между собой в плоскости симметрии фюзеляжа вертикальной стенкой и центральной частью топливного бака № 2. Обе ниши закрываются в полёте тремя створками (боковой, центральной и задней), а также тормозным щитком. Ниши поворотных консолей крыла предназначены для уборки их корневых частей при увеличении угла стреловидности свыше 16° и размещены с обеих сторон в верхней части фюзеляжа. При стреловидности крыла 16° ниши закрыты подпружиненными изнутри створками, при увеличении стреловидности корневые части консолей, отжимая створки, заходят внутрь ниш. Передняя часть двигательных отсеков имеет люки, использующиеся при снятии и замене двигателей. На них по внешним углам установлены передние части подфюзеляжных гребней.

Центроплан служит для крепления поворотных консолей крыла, установлен вверху средней части фюзеляжа и состоит из силовой балки с подкосами и двух отсеков, являющихся неподвижными частями крыла (НЧК). Верхний и нижний пояса силовой балки выполнены из коррозионностойкой стали ВНС-5 заодно с проушинами шарнира и соединены болтами со стенками, опорой шарнирного узла и подкосами. Стенки балки внутри фюзеляжа изготовлены из алюминиевого сплава АК4-1, а вне его — из стали 30ХГСНА и образуют вместе с поясами замкнутое коробчатое сечение. Подкосы выполнены в виде двутавровых балок из стали 30ХГСНА, имеющих вырезы для прохода винтовых домкратов поворотных консолей и размещения носков консолей в положении минимальной стреловидности. На нижней поверхности отсеков центроплана установлены пилоны для подвески держателей вооружения (1 -я и 2-я точки подвески). Хвостовые части центроплана состоят из верхней и нижней панелей, соединенных с шарнирной балкой. Законцовка верхней панели выполнена в виде поворотной створки, поджимающейся к поворотной консоли пружинным механизмом. Угол стреловидности центроплана по передней кромке составляет 69°, он имеет нулевой угол установки и отрицательное поперечное V −4°30'.

Хвостовая часть фюзеляжа (за шпангоутом № 35) состоит из задних отсеков двигателей, гаргрота и хвостовых коков. В отсеках установлены двигатели АЛ-21Ф-3, а также рулевые агрегаты управления консолями стабилизатора. К хвостовой части крепятся цельноповоротные половины стабилизатора, киль и задние части подфюзеляжных гребней. В силовую схему хвостовой части фюзеляжа входят 11 шпангоутов. Силовой шпангоут состоит из килевой и двух боковых балок, двух полуосей стабилизатора и нижней части. Гаргрот отсека является продолжением гаргрота средней части фюзеляжа и имеет то же назначение. Начиная с самолёта № 15-28 устанавливается обуженная хвостовая часть фюзеляжа. Двигатели отделены друг от друга противопожарной перегородкой. Внутри мотоотсеков один из шпангоутов служит дополнительной поперечной противопожарной перегородкой, позади него каждый двигатель заключен в цилиндрический кожух.

Воздухозаборники двигателей — боковые, плоские, с вертикальным расположением клина торможения. После ряда экспериментов на серийные самолёты (начиная с № 21-26) перестали устанавливать подвижные панели и другие элементы системы регулирования проходного сечения канала воздухозаборника, оставив только створки подпитки, работа которых привязана к системе выпуска/уборки закрылков. В задней части воздухозаборников между их нижней поверхностью и воздушными каналами расположены отсеки оборудования.

Крыло и оперение

Крыло состоит из центроплана и поворотных частей крыла (ПЧК). Силовым агрегатом поворотной консоли является кессон с силовым набором из четырёх лонжеронов и шести —р. Механизация крыла включает четырёхсекционные предкрылки, трехсекционные двухщелевые закрылки (на поздних сериях самолёта — двухсекционные) и интерцепторы. Система управления механизацией обеспечивает сначала выпуск предкрылков на угол 27°, а затем выпуск закрылков на угол 34°, а при уборке сначала убираются закрылки, затем — предкрылки. Привод и тех и других осуществлён общим двухканальным гидравлическим приводом РП-60-3 через раздаточный механизм.

Поворотный узел позволяет переставлять крыло на любой угол с 16 до 69 градусов, система СПК-2-3 выполнена двухканальной, привод крыла осуществляется двухканальным гидромотором (рулевым приводом РП-60-4), вращение валов которого передаётся на поворотные узлы через винтовые преобразователи ВП-4. Интерцепторы применяются для повышения эффективности поперечного управления при стреловидности крыла менее 53°, их полный угол отклонения составляет 43°. На консолях крыла снизу установлено по одному поворотному пилону подвески, которые при любом угле стреловидности всегда параллельны строительной оси самолёта.

Цельноповоротный стабилизатор служит для продольного управления самолётом и его балансировки. Половины стабилизатора навешены на силовой шпангоут хвостовой части фюзеляжа и отклоняются двумя гидравлическими комбинированными агрегатами управляются на углы от +11° до −25°. Угол стреловидности по линии 3/4 хорд составляет 55°. Вертикальное оперение состоит из киля и двух подфюзеляжных гребней, стреловидность киля по линии 3/4 хорд составляет 55°. Руль направления навешен на 4-х узлах крепления, управляется гидравлическим рулевым агрегатом и может отклонятся на углы ± 24°. Весовая балансировка руля осуществлена с помощью трех грузов-балансиров, установленных в его носке.

Шасси и тормозной парашют.

На самолёте смонтировано трёхстоечное шасси с передней и двумя основными стойками. На основных стойках установлено по два тормозных колеса КТ-172 с шинами 950×300 мм и нормальным зарядным давлением пневматика 12 кгс/см2 (1,2 МПа). Передняя опора оснащается парой нетормозных колес КН-21 с шинами 660×200 мм, и механизмом разворота, позволяющем осуществлять управление самолётом при движении по аэродрому. Также сверху-сзади колес передней опоры установлен грязезащитный щиток, предотвращающий попадание мусора в воздухозаборники двигателей. Уборка и выпуск шасси производится с помощью гидросистемы, в случае её неисправности шасси выпускается от аварийной пневмосистемы, при этом сначала выходит передняя опора, а затем — основные. В убранном положении стойки удерживаются механическими замками с гидравлическим управлением, в выпущенном — устройствами подкосов (раскосом и кольцевыми замками). Торможение колес производится от основной пневмосистемы самолёта, аварийное — от аварийной пневмосистемы.

Ниша передней стойки закрывается складывающейся передней и двумя боковыми створками. Ниши основных опор оснащены тремя створками и створкой-тормозным щитком. Колея шасси 3,31 м, база — 8,51 м.

Парашютно-тормозная установка ПТК-6 состоит из круглого контейнера с двумя створками, двух вытяжных и двух основных крестообразных парашютов, замков выпуска и отцепки. Первоначально контейнер находился в верхней части фюзеляжа, начиная с самолёта № 15-28 был перемещён под руль направления. Тормозные парашюты штатно используются при каждой посадке самолёта.

Силовая установка.

На самолёте установлены два ТРДФ АЛ-21Ф-3 (изделие «89») с тягой на форсаже (на уровне земли) 2×11200 кгс, на максимальном бесфорсажном режиме — 7800 кгс. В качестве топлива используется керосин марок ТС, Т-1 и их смеси. Особенностью самолёта являются электрические РУДы, без механической связи с двигателями.

Конструктивно двигатель состоит из:

  • осевого 14-ступенчатого компрессора с поворотными лопатками направляющего аппарата;
  • прямоточной трубчато-кольцевой камеры сгорания;
  • трехступенчатой осевой турбины;
  • прямоточной трехстабилизаторной форсажной камеры;
  • регулируемого всережимного реактивного сопла с расширяющейся частью;
  • турбостартера с агрегатами системы автономного запуска;
  • коробки приводов агрегатов;
  • системы регулирования и топливной автоматики;
  • систем питания двигателя топливом и маслом, электрооборудования и противообледенения.

Топливная система состоит из трёх внутренних фюзеляжных баков-отсеков (второй бак — расходный) и имеет ёмкость 11 860 литров (на самолётах до № 8-11 — 11200 литров). Топливо находится под избыточным давлением 0,2 кгс/см3 (20 кПа), обеспечиваемым системой дренажа и наддува. Также на самолёт возможна подвеска трёх дополнительных подвесных баков — двух крыльевых ПТБ-3000 и фюзеляжного ПТБ-2000, что увеличивает емкость топливной системы ещё на 8000 литров. Для обеспечения требуемого диапазона центровок выработка топлива производится автоматически в определённой последовательности. При действии околонулевых и отрицательных перегрузок топливо к двигателям поступает из бака-аккумулятора, откуда оно выдавливается воздухом. Для контроля запаса топлива на самолёте установлена топливомерно-расходомерная аппаратура. Заправка топливных баков производится централизовано через стандартный заправочный штуцер, при отсутствии аэродромного топливозаправщика — раздаточным пистолетом через заливную горловину бака № 1 и горловины подвесных баков. На самолёте предусмотрена система аварийного слива топлива, трубопроводы слива выведены за хвостовой кок фюзеляжа.

Противопожарное оборудование самолёта состоит из системы контроля и пожаротушения, а также системы нейтрального газа. Последняя предназначена для защиты топливных баков самолёта от взрыва при прострелах и повреждениях, а также для поддержания в них избыточного давления на всех режимах полёта путём наддува их газообразным азотом. Азот находится под давлением 210 кгс/см2 (21 МПа) в четырёх баллонах УБЦ-16 емкостью по 16 литров. Агрегаты системы нейтрального газа расположены в хвостовой части фюзеляжа между мотоотсеками двигателей.

Гидросистема самолёта.

Для повышения надежности и живучести гидросистема состоит из трех независимых автономных гидросистем, каждая из которых имеет свои источники питания (гидронасосы НП96А-2, по одному на каждом двигателе), распределительные агрегаты и трубопроводы. Рабочей жидкостью является масло АМГ-10, общий запас которого на самолёте составляет 65 литров. Рабочее давление в гидросистеме — 210 кгс/см2. Для стабилизации давления и сглаживания пульсаций в гидросистеме предусмотрены поршневые пневмоаккумуляторы, заряжаемые азотом.

Первая гидросистема обеспечивает работу приводов управления поворотным стабилизатором, рулем направления и интерцепторами. Вторая гидросистема дублирует первую в части привода рулевых поверхностей, а также обеспечивает работу систем поворота консолей крыла, выпуска и уборки закрылков и предкрылков, шасси, открытия и закрытия створки подпитки правого канала воздухозаборника, осуществляет питание рулевых агрегатов РМ-130. Третья гидросистема служит для приведения в действие системы поворота консолей крыла, управления механизацией, открытия и закрытия створки подпитки левого канала воздухозаборника, выпуска тормозных щитков, разворота колес на передней стойки, переключения нелинейного механизма, автоматического торможения колес при уборке шасси, управления фотоустановкой.

Пневмосистема самолёта состоит из двух автономных систем, основной и аварийной, и функционально связана с гидросистемой. Воздух для обеих автономных систем содержится под давлением 180—200 кгс/см2 (18-20 МПа) в шести сферических баллонах емкостью по 6 литров (по три баллона на каждую систему). Основная пневмосистема предназначена для торможения колес, а также поддавливания гидрожидкости в баке третьей гидросистемы. Аварийная пневмосистема служит для аварийного торможения колес основных опор и аварийного выпуска шасси.

Электрооборудование.

Основными источниками электроэнергии на самолёте являются два генератора переменного тока ГТ30П48Б с номинальным напряжением 200/115 В при частоте 400 Гц мощностью по 30 кВА, два генератора постоянного тока ГСР-СТ-12/40а с номинальным напряжением 28,5 В мощностью по 12 кВт каждый, и два силовых трёхфазных трансформатора на напряжение 36 В частотой 400 Гц. Резервными источниками постоянного тока являются две никель-кадмиевые аккумуляторные батареи 20НКБН-25. Аварийным источниками переменного однофазного тока напряжением 115 В служит электромашинный преобразователь тока ПО-750А, трёхфазного тока 36 В/400 Гц — ПТ-500Ц. Для подключения к бортовой сети наземных источников электроэнергии имеются стандартные штепсельные разъемы аэродромного питания ШРАП-500К и ШРАП-400.

Система управления.

Система управления самолётом сдвоенная, выполнена по необратимой схеме с двухкамерными гидроусилителями, установленными непосредственно около органов управления. Каждая половина стабилизатора управляется своим электрогидравлическим приводом — комбинированным агрегатом управления КАУ-120. В систему продольного управления включены пружинные загружатели, автомат регулирования загрузки и механизм триммерного эффекта. Последовательно к системе подключен автомат регулирования управления, который изменяет передаточные числа от ручки управления к стабилизатору в зависимости от скоростного напора и высоты.

Поперечное управление осуществляется дифференциально отклоняемым стабилизатором, при этом движение от ручки жесткими тягами передается на золотник комбинированного гидроусилителя через смесительный механизм, позволяющий управлять стабилизатором как по каналу тангажа, так и по каналу крена.

Интерцепторы подключаются при стреловидности крыла менее 53°. Управление интерцепторами — дистанционное, с помощью электрогидравлических приводов РМ-120, отклоняющих каждую секцию интерцепторов и получающих электрические сигналы на перемещение от индукционного датчика, механически связанного с ручкой управления в кабине. Также в системе поперечного управления предусмотрены механизмы загрузки и триммерного эффекта.

Руль направления приводится в действие бустером БУ-190А-2, соединённый с педалями жесткой проводкой. В систему путевого управления включены демпферный рулевой агрегат, механизмы загрузки и триммерного эффекта.

Кабина самолёта — герметическая, вентиляционного типа, обеспечивает нормальную работу экипажа в высотных костюмах во всем диапазоне высот полёта. Рабочие места членов экипажа с катапультируемыми креслами К-36Д (с самолёта № 9-11 — К-36ДМ) размещены рядом: слева место лётчика, справа штурмана. Система аварийного покидания позволяет катапультироваться как индивидуально, так и принудительно во всём эксплуатационном диапазоне высот и скоростей, а также на земле при разбеге/пробеге, со скоростью не менее 75 км/час. На приборной доске, панелях и пультах, установленных по бортам кабины, размещены приборы и аппаратура для управления и контроля работы самолётных систем, силовой установки, оборудования, вооружения, органы управления самолётом и двигателями. В распоряжении экипажа имеется 46 индикаторов, 206 сигнальных ламп и ламп-кнопок, более 20 рычагов, свыше 300 выключателей, АЗС, кнопок, переключателей и других органов управления. Внутренняя окраска кабины: на первых сериях машины кабина серая, приборная доска чёрная, в дальнейшем приборные доски и пульты стали окрашивать в сине-зелёный цвет (изумрудный). Внутрикабинное освещение выполнено заливающим красным светом. На самолётах начиная с № 14-11 кабина оборудуется светозащитными шторками от светового излучения ядерного взрыва (СЗ), которые также используются и для тренировочных полётов (так называемые полёты «под шторкой»).

Фонарь кабины состоит из неподвижной части и двух створок, откидывающихся назад — в стороны независимо друг от друга. Система управления створками фонаря обеспечивает эксплуатационное открытие и закрытие, а также аварийный сброс створок при катапультировании. Для защиты стекол передней части фонаря от обледенения установлена система обдува стекол горячим воздухом.

Требуемые температура, давление воздуха и вентиляция в кабине обеспечиваются системой кондиционирования. Герметизация кабины по периметрам откидных частей фонаря осуществляется в помощью надуваемых воздухом шлангов герметизации, по заклёпочным швам и болтовым соединениям — нанесённым на внутреннюю поверхность кабины герметиком. Трубопроводы, тяги управления и электрожгуты выведены из кабины через герметичные выводы. Внутренняя поверхность кабины оклеена теплозвукоизоляционным покрытием.

Окраска самолёта.

Практически все строевые самолёты в СССР получили светло-серую окраску сверху и с боков, нижнюю поверхность фюзеляжа и плоскостей красили в белый цвет (так называемый противоатомный, защищающий поверхность от световой вспышки). Поставляемые за рубеж по требованию заказчика могли иметь различную камуфлированную окраску.

Тем не менее, особенностью всех Су-24 является хронически грязное брюхо фюзеляжа, особенно в районе двигателей. В районе левого борта кабины рисуется эмблема — логотип производителя. Также в полках, вооружённых Су-24, широкую практику получили наносимые на фюзеляж всевозможные рисунки и эмблемы, так называемая «бортовая живопись».

Электронное оборудование

Система автоматического управления полётом САУ-6.

Управление самолётом по каналам тангажа, крена и курса может осуществляться как экипажем, так и с помощью системы автоматического управления САУ-6. Данная САУ может работать в режимах стабилизации траектории, демпфирования, а также обеспечивать выполнение маловысотного полета с огибанием рельефа местности по информации РПС «Рельеф». Сигналы системы автоматического управления подаются непосредственно на вход гидроусилителей и электрогидравлических агрегатов, отклоняющих рулевые поверхности. На случай отказа САУ в режиме маловысотного полета в системе продольного и поперечного управления предусмотрены специальные рулевые агрегаты, обеспечивающие безопасный уход самолёта от земли и приведение его к нулевому крену.

Прицельно-навигационная система ПНС-24 «Пума»

Система предназначена для решения следующих задач:

  • круглосуточного всепогодного обнаружения и прицельного поражения тактических наземных целей всеми видами вооружения самолёта;
  • автономного и автоматического решения задач самолётовождения с программированием заданного маршрута;
  • обеспечения безопасного маловысотного полета с предупреждением столкновений и облетом наземных препятствий в вертикальной плоскости;
  • обеспечения прицельного поражения маломаневренных воздушных целей (транспортные, связные самолёты и т. п.) при обнаружении их визуально или с помощью теплопеленгатора.

В состав

Су-24 Википедия

Су-24 (изделие Т-6, по кодификации НАТО: Fencer — «Фехтовальщик») — советский и российский тактический фронтовой бомбардировщик с крылом изменяемой стреловидности, предназначенный для нанесения ракетно-бомбовых ударов в простых и сложных метеоусловиях, днём и ночью, в том числе на малых высотах с прицельным поражением наземных и надводных целей. Носитель тактических ядерных зарядов. Немодифицированная версия самолёта снята с вооружения в 2016 году. Модифицированная версия Су-24М постепенно заменяется фронтовым бомбардировщиком Су-34 в частях ВКС России[2].

История создания и производства

Прототип бомбардировщика Т-6-1

Первоначально после принятия на вооружение истребителя Су-7Б предполагалось создание модификации всепогодного самолёта для поражения малоразмерных целей, но разработка на базе Су-7 с выполнением тактико-технических требований была невозможна, поэтому ОКБ Сухого начало разработку самолёта под шифром С-6 — с треугольным крылом, двигателями Р21Ф-300 и тандемным расположением экипажа.

В 1963 году был построен натурный образец, через год проект был изменён на шифр Т-58М — модификацию Су-15, изменилась концепция самолёта, теперь по требованию ТТТ предполагалось создание маловысотного бомбардировщика с укороченным взлётом/посадкой (требовался сверхзвуковой маловысотный полёт с преодолением ПВО).

С 1965 года расположение экипажа изменилось, вместо лётчики располагались рядом из-за больших объёмов РЛС «Орион», двигатели — Р-27Ф-300, для обеспечения короткого взлёта/посадки установлены дополнительные четыре РД-36-35.

24 августа 1965 года самолёт получил шифр Т-6. 2 июля 1967 года лётчик-испытатель В. С. Ильюшин совершил на нём первый полёт.

В октябре 1967 года были установлены более мощные АЛ-21Ф, это позволило избавиться от четырёх РД36-35.

Проработки варианта Т-6 с крылом изменяемой стреловидности начались в 1967 году под руководством О. С. Самойловича. На всех стадиях работы непосредственное участие в проектировании принимал П. О. Сухой. Впервые в СССР предусмотрели установку пилонов для подвески внешней нагрузки на подвижных частях крыла. Первый опытный Т-6-2И с новым крылом 17 января 1970 года поднял в воздух лётчик-испытатель B. C. Ильюшин. Т-6 получил официальное обозначение Су-24.

Принято считать, что в конце 1960-х — начале 1970-х годов советский Су-24 проектировался с большой оглядкой на американский F-111, хотя говорить о полном копировании нельзя[3]. По свидетельству О. С. Самойловича, приведённому в его мемуарах «Рядом с Сухим», при создании Су-24 очень помогли многочисленные подетальные фотографии F-111, сделанные им лично на авиасалоне в Ле-Бурже в 1967 году[4].

Государственные испытания были проведены с января 1970 по июль 1974 года[5]. Су-24 принят на вооружение 4 февраля 1975 года. В ходе испытательных полётов возникали «титановые» пожары двигателя, так как ряд элементов компрессора двигателя был выполнен из сплавов титана и при возгорании лопаток компрессора[Комм. 1] возникал быстрый прогар корпуса двигателя, разрушение двигателя в воздухе и выброс горящего расплава на силовую конструкцию планера[6]. Когда была установлена причина «титановых» пожаров, КБ «Сатурн» перепроектировало компрессор. Масса и размеры двигателя несколько возросли, но его надёжность и тяга также значительно увеличились.

Испытания Су-24 проведены в более чем 2000 полётов[7].

Самолёт поступал в части бомбардировочной и морской авиации ВС СССР, затем продолжал эксплуатироваться в ВС РФ вплоть до 2016 года, последний полёт Су-24 был выполнен 31 августа на самолёте, который принадлежал 43-му отдельному морскому штурмовому авиаполку.

На базе самолёта Су-24 было создано несколько модификаций, в том числе бомбардировщики Су-24М, разведчик Су-24МР и постановщик помех Су-24МП.

ГСИ Су-24М проведены с декабря 1976 по май 1981 года. Постановлением правительства от 22 июня 1983 года модифицированный бомбардировщик Су-24М был принят на вооружение[5].

Перечисленные модификации самолёта строились на двух авиационных заводах — НАПО и КнААПО. Серийное производство этих модификаций прекращено в 1993 году. Было выпущено около 1200 этих машин.

В 2001 году совершил первый полёт модернизированный Су-24М2. Предварительный этап испытаний был начат в 2004 году, завершающая стадия испытаний[8] проведена в 2006 году. В 2007 году первые два Су-24М2 были переданы в Липецкий центр боевого применения. Поставка всех заказанных Су-24М2 первой партии для ВВС России была завершена в декабре 2009 года[9].

Конструкция

Су-24 из состава ВВС Узбекистана. Вид со стороны хвоста. Открытие створок фонаря кабины назад, в сторону.

Самолёт представляет собой двухдвигательный высокоплан с крылом изменяемой стреловидности. В зависимости от режима полёта передние части крыла (консоли) устанавливаются в одно из четырёх положений: 16° — на взлёте и при посадке, 35° — в крейсерском дозвуковом полёте, 45° — при боевом маневрировании и 69° — при полёте на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях. На самолёте трёхстоечное убираемое шасси.

Фюзеляж полумонококовой конструкции, кабина двухместная. Лётчик и штурман располагаются рядом, «плечом к плечу», управление двойное. Катапультные кресла типа К-36ДМ. Силовой набор фюзеляжа состоит из шпангоутов, лонжеронов и стрингеров. Состоит из передней части до 16 шпангоута: из радиопрозрачного обтекателя антенн прицельно-навигационной системы и отсеков оборудования, кабины экипажа, подкабинного отсека с нишей передней стойки шасси, закабинного отсека с колесной нишей, створок ниши передней опоры шасси, фонаря кабины, включающего неподвижную переднюю часть и две откидывающиеся вверх-назад створки. Под носовым радиопрозрачным обтекателем размещены антенны радиолокационной станции переднего обзора «Орион» и радиолокатора предупреждения о столкновении с естественными наземными препятствиями (РПС) «Рельеф». В носовой части обтекателя установлены антенна передней полусферы антенно-фидерной системы «Пион» из комплекта радиотехнической системы ближней навигации (РСБН), приёмник воздушного давления ПВД-18 и антенная система пассивной радиолокационной станции (ПРС) «Филин». Для доступа к антеннам обтекатель откидывается на петлях в левую сторону. Антенны установлены на поворотной раме, которая откидывается на петлях вправо, обеспечивая доступ к радиоблокам и радиоэлектронному оборудованию, установленному в глубине переднего отсека.

За носовым отсеком оборудования, ограниченным 4-м шпангоутом, размещена двухместная герметичная кабина экипажа с посадкой лётчика и штурмана рядом. Под ней расположены три подкабинных отсека: два боковых, в которых установлены блоки радиоэлектронного и самолётного оборудования, и средний отсек ниши передней стойки шасси. Замыкает головную часть фюзеляжа закабинный отсек, где размещен основной объём специального оборудования и часть агрегатов самолётных систем. Для доступа к ним справа и слева имеются легкосъемные люки, а по оси самолёта выполнен эксплуатационный колодец с люком на нижней поверхности фюзеляжа. В гаргроте на верхней поверхности фюзеляжа проложена жесткая проводка системы управления самолётом, топливные трубопроводы и коммуникации других самолётных систем. На нём установлен форкиль с воздухозаборником охлаждения генераторов (с самолёта № 15-28). На нижней поверхности средней части фюзеляжа расположены четыре точки подвески вооружения: № 3, № 4, № 7 и № 8, две последние — тандемом по оси симметрии самолёта (7-я и 8-я точки подвески устанавливались на самолёты с № 8-11).

Средняя часть фюзеляжа, шпангоуты с 16 по 35, состоит из трёх топливных баков-отсеков, отсеков радиоэлектронного оборудования и агрегатов самолётных систем, воздушных каналов двигателей, гаргрота, передней части двигательных отсеков, ниш основных опор шасси со створками и ниш уборки корневых частей поворотных консолей крыла с уплотнительными створками. Силовой каркас отсека состоит из 19 шпангоутов и 6 лонжеронов. Передний топливный бак-отсек (бак № 1) расположен по оси симметрии самолёта и имеет в задней части сквозной прямоугольный вырез для размещения патронного ящика встроенной пушечной установки. Топливный бак-отсек № 2 -расходный, в передней части состоит из центральной и двух боковых частей, соединяющихся в одно целое за силовым шпангоутом, к которому крепятся основные опоры шасси. Над этими баками размещены отсеки оборудования, в частности системы кондиционирования, заборник воздухо-воздушного радиатора которой вынесен на верхнюю панель гаргрота. Топливный бак-отсек № 3 состоит из двух частей: передней, ограниченной сверху цилиндрическим наклонным плато, а снизу и с боков — фрезерованными панелями, и задней, расположенной между двигателями и образованной фрезерованными панелями. Над наклонным цилиндрическим плато бака № 3 расположены два отсека самолётного оборудования: в одном размещены гидромоторы привода поворотных консолей и системы управления механизацией крыла, во втором на съемных панелях установлены агрегаты гидросистемы. Между баками № 2 и № 3 расположена силовая балка центроплана. Ниши основных опор шасси разделены между собой в плоскости симметрии фюзеляжа вертикальной стенкой и центральной частью топливного бака № 2. Обе ниши закрываются в полёте тремя створками (боковой, центральной и задней), а также тормозным щитком. Ниши поворотных консолей крыла предназначены для уборки их корневых частей при увеличении угла стреловидности свыше 16° и размещены с обеих сторон в верхней части фюзеляжа. При стреловидности крыла 16° ниши закрыты подпружиненными изнутри створками, при увеличении стреловидности корневые части консолей, отжимая створки, заходят внутрь ниш. Передняя часть двигательных отсеков имеет люки, использующиеся при снятии и замене двигателей. На них по внешним углам установлены передние части подфюзеляжных гребней.

Центроплан служит для крепления поворотных консолей крыла, установлен вверху средней части фюзеляжа и состоит из силовой балки с подкосами и двух отсеков, являющихся неподвижными частями крыла (НЧК). Верхний и нижний пояса силовой балки выполнены из коррозионностойкой стали ВНС-5 заодно с проушинами шарнира и соединены болтами со стенками, опорой шарнирного узла и подкосами. Стенки балки внутри фюзеляжа изготовлены из алюминиевого сплава АК4-1, а вне его — из стали 30ХГСНА и образуют вместе с поясами замкнутое коробчатое сечение. Подкосы выполнены в виде двутавровых балок из стали 30ХГСНА, имеющих вырезы для прохода винтовых домкратов поворотных консолей и размещения носков консолей в положении минимальной стреловидности. На нижней поверхности отсеков центроплана установлены пилоны для подвески держателей вооружения (1 -я и 2-я точки подвески). Хвостовые части центроплана состоят из верхней и нижней панелей, соединенных с шарнирной балкой. Законцовка верхней панели выполнена в виде поворотной створки, поджимающейся к поворотной консоли пружинным механизмом. Угол стреловидности центроплана по передней кромке составляет 69°, он имеет нулевой угол установки и отрицательное поперечное V −4°30'.

Хвостовая часть фюзеляжа (за шпангоутом № 35) состоит из задних отсеков двигателей, гаргрота и хвостовых коков. В отсеках установлены двигатели АЛ-21Ф-3, а также рулевые агрегаты управления консолями стабилизатора. К хвостовой части крепятся цельноповоротные половины стабилизатора, киль и задние части подфюзеляжных гребней. В силовую схему хвостовой части фюзеляжа входят 11 шпангоутов. Силовой шпангоут состоит из килевой и двух боковых балок, двух полуосей стабилизатора и нижней части. Гаргрот отсека является продолжением гаргрота средней части фюзеляжа и имеет то же назначение. Начиная с самолёта № 15-28 устанавливается обуженная хвостовая часть фюзеляжа. Двигатели отделены друг от друга противопожарной перегородкой. Внутри мотоотсеков один из шпангоутов служит дополнительной поперечной противопожарной перегородкой, позади него каждый двигатель заключен в цилиндрический кожух.

Воздухозаборники двигателей — боковые, плоские, с вертикальным расположением клина торможения. После ряда экспериментов на серийные самолёты (начиная с № 21-26) перестали устанавливать подвижные панели и другие элементы системы регулирования проходного сечения канала воздухозаборника, оставив только створки подпитки, работа которых привязана к системе выпуска/уборки закрылков. В задней части воздухозаборников между их нижней поверхностью и воздушными каналами расположены отсеки оборудования.

Крыло и оперение

Крыло состоит из центроплана и поворотных частей крыла (ПЧК). Силовым агрегатом поворотной консоли является кессон с силовым набором из четырёх лонжеронов и шести —р. Механизация крыла включает четырёхсекционные предкрылки, трехсекционные двухщелевые закрылки (на поздних сериях самолёта — двухсекционные) и интерцепторы. Система управления механизацией обеспечивает сначала выпуск предкрылков на угол 27°, а затем выпуск закрылков на угол 34°, а при уборке сначала убираются закрылки, затем — предкрылки. Привод и тех и других осуществлён общим двухканальным гидравлическим приводом РП-60-3 через раздаточный механизм.

Поворотный узел позволяет переставлять крыло на любой угол с 16 до 69 градусов, система СПК-2-3 выполнена двухканальной, привод крыла осуществляется двухканальным гидромотором (рулевым приводом РП-60-4), вращение валов которого передаётся на поворотные узлы через винтовые преобразователи ВП-4. Интерцепторы применяются для повышения эффективности поперечного управления при стреловидности крыла менее 53°, их полный угол отклонения составляет 43°. На консолях крыла снизу установлено по одному поворотному пилону подвески, которые при любом угле стреловидности всегда параллельны строительной оси самолёта.

Цельноповоротный стабилизатор служит для продольного управления самолётом и его балансировки. Половины стабилизатора навешены на силовой шпангоут хвостовой части фюзеляжа и отклоняются двумя гидравлическими комбинированными агрегатами управляются на углы от +11° до −25°. Угол стреловидности по линии 3/4 хорд составляет 55°. Вертикальное оперение состоит из киля и двух подфюзеляжных гребней, стреловидность киля по линии 3/4 хорд составляет 55°. Руль направления навешен на 4-х узлах крепления, управляется гидравлическим рулевым агрегатом и может отклонятся на углы ± 24°. Весовая балансировка руля осуществлена с помощью трех грузов-балансиров, установленных в его носке.

Шасси и тормозной парашют.

На самолёте смонтировано трёхстоечное шасси с передней и двумя основными стойками. На основных стойках установлено по два тормозных колеса КТ-172 с шинами 950×300 мм и нормальным зарядным давлением пневматика 12 кгс/см2 (1,2 МПа). Передняя опора оснащается парой нетормозных колес КН-21 с шинами 660×200 мм, и механизмом разворота, позволяющем осуществлять управление самолётом при движении по аэродрому. Также сверху-сзади колес передней опоры установлен грязезащитный щиток, предотвращающий попадание мусора в воздухозаборники двигателей. Уборка и выпуск шасси производится с помощью гидросистемы, в случае её неисправности шасси выпускается от аварийной пневмосистемы, при этом сначала выходит передняя опора, а затем — основные. В убранном положении стойки удерживаются механическими замками с гидравлическим управлением, в выпущенном — устройствами подкосов (раскосом и кольцевыми замками). Торможение колес производится от основной пневмосистемы самолёта, аварийное — от аварийной пневмосистемы.

Ниша передней стойки закрывается складывающейся передней и двумя боковыми створками. Ниши основных опор оснащены тремя створками и створкой-тормозным щитком. Колея шасси 3,31 м, база — 8,51 м.

Парашютно-тормозная установка ПТК-6 состоит из круглого контейнера с двумя створками, двух вытяжных и двух основных крестообразных парашютов, замков выпуска и отцепки. Первоначально контейнер находился в верхней части фюзеляжа, начиная с самолёта № 15-28 был перемещён под руль направления. Тормозные парашюты штатно используются при каждой посадке самолёта.

Силовая установка.

На самолёте установлены два ТРДФ АЛ-21Ф-3 (изделие «89») с тягой на форсаже (на уровне земли) 2×11200 кгс, на максимальном бесфорсажном режиме — 7800 кгс. В качестве топлива используется керосин марок ТС, Т-1 и их смеси. Особенностью самолёта являются электрические РУДы, без механической связи с двигателями.

Конструктивно двигатель состоит из:

  • осевого 14-ступенчатого компрессора с поворотными лопатками направляющего аппарата;
  • прямоточной трубчато-кольцевой камеры сгорания;
  • трехступенчатой осевой турбины;
  • прямоточной трехстабилизаторной форсажной камеры;
  • регулируемого всережимного реактивного сопла с расширяющейся частью;
  • турбостартера с агрегатами системы автономного запуска;
  • коробки приводов агрегатов;
  • системы регулирования и топливной автоматики;
  • систем питания двигателя топливом и маслом, электрооборудования и противообледенения.

Топливная система состоит из трёх внутренних фюзеляжных баков-отсеков (второй бак — расходный) и имеет ёмкость 11 860 литров (на самолётах до № 8-11 — 11200 литров). Топливо находится под избыточным давлением 0,2 кгс/см3 (20 кПа), обеспечиваемым системой дренажа и наддува. Также на самолёт возможна подвеска трёх дополнительных подвесных баков — двух крыльевых ПТБ-3000 и фюзеляжного ПТБ-2000, что увеличивает емкость топливной системы ещё на 8000 литров. Для обеспечения требуемого диапазона центровок выработка топлива производится автоматически в определённой последовательности. При действии околонулевых и отрицательных перегрузок топливо к двигателям поступает из бака-аккумулятора, откуда оно выдавливается воздухом. Для контроля запаса топлива на самолёте установлена топливомерно-расходомерная аппаратура. Заправка топливных баков производится централизовано через стандартный заправочный штуцер, при отсутствии аэродромного топливозаправщика — раздаточным пистолетом через заливную горловину бака № 1 и горловины подвесных баков. На самолёте предусмотрена система аварийного слива топлива, трубопроводы слива выведены за хвостовой кок фюзеляжа.

Противопожарное оборудование самолёта состоит из системы контроля и пожаротушения, а также системы нейтрального газа. Последняя предназначена для защиты топливных баков самолёта от взрыва при прострелах и повреждениях, а также для поддержания в них избыточного давления на всех режимах полёта путём наддува их газообразным азотом. Азот находится под давлением 210 кгс/см2 (21 МПа) в четырёх баллонах УБЦ-16 емкостью по 16 литров. Агрегаты системы нейтрального газа расположены в хвостовой части фюзеляжа между мотоотсеками двигателей.

Гидросистема самолёта.

Для повышения надежности и живучести гидросистема состоит из трех независимых автономных гидросистем, каждая из которых имеет свои источники питания (гидронасосы НП96А-2, по одному на каждом двигателе), распределительные агрегаты и трубопроводы. Рабочей жидкостью является масло АМГ-10, общий запас которого на самолёте составляет 65 литров. Рабочее давление в гидросистеме — 210 кгс/см2. Для стабилизации давления и сглаживания пульсаций в гидросистеме предусмотрены поршневые пневмоаккумуляторы, заряжаемые азотом.

Первая гидросистема обеспечивает работу приводов управления поворотным стабилизатором, рулем направления и интерцепторами. Вторая гидросистема дублирует первую в части привода рулевых поверхностей, а также обеспечивает работу систем поворота консолей крыла, выпуска и уборки закрылков и предкрылков, шасси, открытия и закрытия створки подпитки правого канала воздухозаборника, осуществляет питание рулевых агрегатов РМ-130. Третья гидросистема служит для приведения в действие системы поворота консолей крыла, управления механизацией, открытия и закрытия створки подпитки левого канала воздухозаборника, выпуска тормозных щитков, разворота колес на передней стойки, переключения нелинейного механизма, автоматического торможения колес при уборке шасси, управления фотоустановкой.

Пневмосистема самолёта состоит из двух автономных систем, основной и аварийной, и функционально связана с гидросистемой. Воздух для обеих автономных систем содержится под давлением 180—200 кгс/см2 (18-20 МПа) в шести сферических баллонах емкостью по 6 литров (по три баллона на каждую систему). Основная пневмосистема предназначена для торможения колес, а также поддавливания гидрожидкости в баке третьей гидросистемы. Аварийная пневмосистема служит для аварийного торможения колес основных опор и аварийного выпуска шасси.

Электрооборудование.

Основными источниками электроэнергии на самолёте являются два генератора переменного тока ГТ30П48Б с номинальным напряжением 200/115 В при частоте 400 Гц мощностью по 30 кВА, два генератора постоянного тока ГСР-СТ-12/40а с номинальным напряжением 28,5 В мощностью по 12 кВт каждый, и два силовых трёхфазных трансформатора на напряжение 36 В частотой 400 Гц. Резервными источниками постоянного тока являются две никель-кадмиевые аккумуляторные батареи 20НКБН-25. Аварийным источниками переменного однофазного тока напряжением 115 В служит электромашинный преобразователь тока ПО-750А, трёхфазного тока 36 В/400 Гц — ПТ-500Ц. Для подключения к бортовой сети наземных источников электроэнергии имеются стандартные штепсельные разъемы аэродромного питания ШРАП-500К и ШРАП-400.

Система управления.

Система управления самолётом сдвоенная, выполнена по необратимой схеме с двухкамерными гидроусилителями, установленными непосредственно около органов управления. Каждая половина стабилизатора управляется своим электрогидравлическим приводом — комбинированным агрегатом управления КАУ-120. В систему продольного управления включены пружинные загружатели, автомат регулирования загрузки и механизм триммерного эффекта. Последовательно к системе подключен автомат регулирования управления, который изменяет передаточные числа от ручки управления к стабилизатору в зависимости от скоростного напора и высоты.

Поперечное управление осуществляется дифференциально отклоняемым стабилизатором, при этом движение от ручки жесткими тягами передается на золотник комбинированного гидроусилителя через смесительный механизм, позволяющий управлять стабилизатором как по каналу тангажа, так и по каналу крена.

Интерцепторы подключаются при стреловидности крыла менее 53°. Управление интерцепторами — дистанционное, с помощью электрогидравлических приводов РМ-120, отклоняющих каждую секцию интерцепторов и получающих электрические сигналы на перемещение от индукционного датчика, механически связанного с ручкой управления в кабине. Также в системе поперечного управления предусмотрены механизмы загрузки и триммерного эффекта.

Руль направления приводится в действие бустером БУ-190А-2, соединённый с педалями жесткой проводкой. В систему путевого управления включены демпферный рулевой агрегат, механизмы загрузки и триммерного эффекта.

Кабина самолёта — герметическая, вентиляционного типа, обеспечивает нормальную работу экипажа в высотных костюмах во всем диапазоне высот полёта. Рабочие места членов экипажа с катапультируемыми креслами К-36Д (с самолёта № 9-11 — К-36ДМ) размещены рядом: слева место лётчика, справа штурмана. Система аварийного покидания позволяет катапультироваться как индивидуально, так и принудительно во всём эксплуатационном диапазоне высот и скоростей, а также на земле при разбеге/пробеге, со скоростью не менее 75 км/час. На приборной доске, панелях и пультах, установленных по бортам кабины, размещены приборы и аппаратура для управления и контроля работы самолётных систем, силовой установки, оборудования, вооружения, органы управления самолётом и двигателями. В распоряжении экипажа имеется 46 индикаторов, 206 сигнальных ламп и ламп-кнопок, более 20 рычагов, свыше 300 выключателей, АЗС, кнопок, переключателей и других органов управления. Внутренняя окраска кабины: на первых сериях машины кабина серая, приборная доска чёрная, в дальнейшем приборные доски и пульты стали окрашивать в сине-зелёный цвет (изумрудный). Внутрикабинное освещение выполнено заливающим красным светом. На самолётах начиная с № 14-11 кабина оборудуется светозащитными шторками от светового излучения ядерного взрыва (СЗ), которые также используются и для тренировочных полётов (так называемые полёты «под шторкой»).

Фонарь кабины состоит из неподвижной части и двух створок, откидывающихся назад — в стороны независимо друг от друга. Система управления створками фонаря обеспечивает эксплуатационное открытие и закрытие, а также аварийный сброс створок при катапультировании. Для защиты стекол передней части фонаря от обледенения установлена система обдува стекол горячим воздухом.

Требуемые температура, давление воздуха и вентиляция в кабине обеспечиваются системой кондиционирования. Герметизация кабины по периметрам откидных частей фонаря осуществляется в помощью надуваемых воздухом шлангов герметизации, по заклёпочным швам и болтовым соединениям — нанесённым на внутреннюю поверхность кабины герметиком. Трубопроводы, тяги управления и электрожгуты выведены из кабины через герметичные выводы. Внутренняя поверхность кабины оклеена теплозвукоизоляционным покрытием.

Окраска самолёта.

Практически все строевые самолёты в СССР получили светло-серую окраску сверху и с боков, нижнюю поверхность фюзеляжа и плоскостей красили в белый цвет (так называемый противоатомный, защищающий поверхность от световой вспышки). Поставляемые за рубеж по требованию заказчика могли иметь различную камуфлированную окраску.

Тем не менее, особенностью всех Су-24 является хронически грязное брюхо фюзеляжа, особенно в районе двигателей. В районе левого борта кабины рисуется эмблема — логотип производителя. Также в полках, вооружённых Су-24, широкую практику получили наносимые на фюзеляж всевозможные рисунки и эмблемы, так называемая «бортовая живопись».

Электронное оборудование

Система автоматического управления полётом САУ-6.

Управление самолётом по каналам тангажа, крена и курса может осуществляться как экипажем, так и с помощью системы автоматического управления САУ-6. Данная САУ может работать в режимах стабилизации траектории, демпфирования, а также обеспечивать выполнение маловысотного полета с огибанием рельефа местности по информации РПС «Рельеф». Сигналы системы автоматического управления подаются непосредственно на вход гидроусилителей и электрогидравлических агрегатов, отклоняющих рулевые поверхности. На случай отказа САУ в режиме маловысотного полета в системе продольного и поперечного управления предусмотрены специальные рулевые агрегаты, обеспечивающие безопасный уход самолёта от земли и приведение его к нулевому крену.

Прицельно-навигационная система ПНС-24 «Пума»

Система предназначена для решения следующих задач:

  • круглосуточного всепогодного обнаружения и прицельного поражения тактических наземных целей всеми видами вооружения самолёта;
  • автономного и автоматического решения задач самолётовождения с программированием заданного маршрута;
  • обеспечения безопасного маловысотного полета с предупреждением столкновений и облетом наземных препятствий в вертикальной плоскости;
  • обеспечения прицельного поражения маломаневренных воздушных целей (транспортные, связные самолёты и т. п.) при обнаружении их визуально или с помощью теплопеленгатора.

В состав ПН

Су-24 - Sukhoi Su-24 - qwe.wiki

Су-24 ( по классификации НАТО : Fencer ) является сверхзвуковой , всепогодный штурмовик разработанный в Советском Союзе . Самолет имеет переменной стреловидности крыла , двойные-двигатели и бок о бок расположение мест для двух его экипажа. Это был первый из самолетов СССР носить интегрированный цифровой системы навигации / атаки . Он остается на вооружении ВВС России , ВВС Сирии , ВВС Украины , Азербайджана ВВС и различных военно - воздушных сил , на которые она была экспортирована.

развитие

Фон

Одним из условий для принятия Су-7 B в эксплуатацию в 1961 году было требование Сухого разработать вариант всепогодного способный точность ударов с воздуха. Предварительные исследования с S-28 и S-32 самолетом показали , что основной Су-7 дизайн был слишком мал , чтобы вместить все бортовое оборудование , необходимое для миссии. ОКБ-794 (позже известный как Ленинец) была поставлена задача разработать усовершенствованный систему навигации / атаки , под кодовым названием Puma , который был бы в основе нового самолета. В том же году, предложение Соединенных Штатов Америки за их новый всепогодный ударный истребитель бы быть TFX. В результате F-111 будет ввести изменяемую геометрию крыла для значительно повышенной нагрузки, диапазона, и возможностей проникновения низкого уровня.

В 1962-1963 гг Sukhoi первоначально намеревался строить самолет без сложности движущихся крыльев , как F-111. Он разработан и построен макет S-6 , с треугольным крылом самолет питается от двух Туманских R-21 турбореактивных двигателей и с экипажем из двух в тандеме договоренности. Макет был проверен но никакая дальнейшая работа не была заказана из - за отсутствия прогресса на Пума оборудовании.

В 1964 году Sukhoi начал работу над S-58M . Самолет должен был представлять собой модификацию Су-15 перехватчик (заводское обозначение S-58 ). В то же время, переработанное ВВС СССР требования призвали к забастовке самолета на малой высоте с STOL возможностями. Ключевой особенностью была возможность путешествовать на сверхзвуковых скоростях на малой высоте в течение длительных периодов времени, чтобы пройти через ПВО противника. Для достижения этой цели, проект включал два Туманский R-27 дожигания ТРД для плавания и четыре Колесова РД-36-35 ТРД для выполнения STOL. Бок о бок сиденья для экипажа был осуществлен , так как крупные Orion радиолокационных антенн требуется поперечное сечение большое лобовое. Чтобы проверить схему шести двигателей, первый Су-15 прототип был преобразован в S-58VD летающей лаборатории , который действовал в 1966-1969 гг.

Этап проектирования

Самолет был официально санкционирован 24 августа 1965 года в соответствии с внутренним кодовым названием T-6 . Первый прототип, T-6-1 , был завершен в мае 1967 года и летал на 2 июля с Владимиром Ильюшиным в контрольной группе . Первые полеты были выполнены без четырех струй лифта , которые были установлены в октябре 1967 г. В то же время, R-27s были заменены Люльки АЛ-21 Fs. STOL тесты подтвердили данные из S-58VD , что производительность короткого поля была достигнут за счет значительной потери дальности полета в качестве подъемных двигателей , занимаемого пространства , как правило , зарезервированного для топлива, потерь под-фюзеляжа узлов подвески и нестабильности при переходе от STOL к обычный рейс. Таким образом, подход шесть двигателя был оставлен.

К 1967 году F-111 был введен в эксплуатацию и продемонстрировали практические преимущества и решения технических проблем конструкции свинг-крыла. 7 августа 1968 года ОКБ было официально поручено расследование с изменяемой геометрией крыла для Т-6. В результате Т-6-2I первый полет 17 января 1970 Илюшиным в контрольной группе . Последующие государственные испытания просуществовали до 1974 года, продиктовано сложностью бортовых систем. День или ночь и всепогодность была достигнута - впервые в советской тактической штурмовика - благодаря Puma навигационно-прицельная система , состоящая из двух Орион-А наложена радарных сканеры для нав / атаки, выделенный Relyef Зазор местности радиолокатора обеспечить автоматический контроль полетов на малых и предельно малых высотах, и Орбита-10-58 бортовой компьютер. Экипаж был оснащен Zvezda K-36D выталкивания мест , что позволяет членам экипажа под залог на любой высоте и скорости полета, в том числе во время взлета и посадки. В результате конструкции с дальностью 3000 километров (1900 миль) и полезной нагрузкой 8000 кг (18000 фунтов) была несколько меньше , и короче , чем в диапазоне F-111.

Десять смертельных случаи произошли во время разработки Су-24, погибли тринадцать Сухих и ВВС СССР летчиков - испытателей .

России Су-24М в полете, 2009.

Первый серийный самолет поднялся в воздух 31 декабря 1971 VT Vylomov на элементы управления, а 4 февраля 1975 г., Т-6 была официально принята на вооружение как Су-24 . Было произведено около 1400 Су-24с.

Обновления

Выжившие модели Су-24М прошли программу жизни расширения и обновления, с ГЛОНАСС , модернизированный кокпит с многофункциональными дисплеями (МФД), HUD , цифровой движущаяся карта генератор, Щель нашлемных взглядов, и обеспечение последней руководствовались оружие, включая Р-73 (AA-11 'Арчер') ракет воздух-воздух. Модернизированные самолеты предназначены Су-24М2 .

дизайн

Су-24М в полете, 2009

Су-24 имеет плечо монтажа с изменяемой геометрией крыла снаружи от относительно небольшого фиксированного крыла перчатки оторвал на 69 °. Крыло имеет четыре установки развертки: 16 ° для взлета и посадок, 35 ° и 45 ° для круиза на разных высоты, и 69 ° для минимальной пропорции и площади крыла в тире низкого уровня. С изменяемой геометрией крыла обеспечивает превосходную STOL производительность, позволяя посадочную скорость 230 километров в час (140 миль в час), даже ниже , чем Су-17 , несмотря на значительно большей взлетной массой. Его высокая нагрузка на крыло обеспечивает стабильную езду низкого уровня и минимальный ответ порывов.

Су-24 имеет два Сатурн / Люлька АЛ-21Ф-3 А после того, как сжигание турбореактивные двигатели с 109,8 кН (24700 фунт - сила) тяги каждого, питаемых воздухом из двух прямоугольных стороны установлены воздухозаборники с разделительные пластины / пограничного слоя отводящих.

В начале Су-24 ( «Фехтовальщик А» в соответствии с НАТО ) самолетом этих водозаборов имели переменные пандусы, позволяющие с максимальной скоростью 2320 километров в час (1440 миль), Мах 2,18, на высоту и потолок 17500 м (57,400 футов) , Поскольку Су-24 используется почти исключительно для полетов на малых высотах, приводы для переменной водозаборов были удалены , чтобы уменьшить вес и техническое обслуживание. Это не имеет никакого влияния на производительность на низком уровне, но абсолютная максимальная скорость и высота разрезают Маха 1,35 и 11000 метров (36000 футов). Ранний Су-24 имел коробчатый хвостовую часть фюзеляжа, который вскоре был изменен в производстве к заднему выхлопному бандажу более тесно формованному вокруг двигателей с целью снижения лобового сопротивления . Пересмотренный самолет также получил три бока о боке антенных обтекателей в носе, в приложена тормозного парашюта, и новое впускное отверстие набегающего воздушного потока у основания киля. Пересмотренный самолет окрестили «Fencer-B» НАТО, но не заслуживает нового советского назначения.

Су-24 в полете (2009).

оружие

Фиксированное вооружение Су-24 является одной быстрой стрельбы ГШ-6-23 пушка 500 патронов, установленных в фюзеляже снизу. Пистолет покрыт веко затвором , когда он не используется. Вооружение включает в себя различные ядерное оружие . Два или четыре R-60 (НАТО AA-8 «тли») инфракрасные ракеты, как правило , осуществляется для самообороны по Су-24М / 24МК.

Первые Су-24 были основные электронные меры противодействия (ECM) оборудования, со многими Су-24s ограниченных к старому Sirena РЛС предупреждения приемника, без интегральной глушения системы. Позже производство Су-24 имел более всестороннее предупреждение радиолокатора, предупреждение о ракетном запуске и активное ЕСМ оборудование, с треугольными антеннами по бокам воздухозаборников и кончику киля. Это заработало обозначение НАТО «Fencer-C», хотя опять - таки не было отдельного советского назначения. Некоторые «Фехтовальщик-С» , а затем Су-24М (НАТО «Фехтовальщик-Д») имеют большие крыла забор / пилоны на части крыла перчаток с интегральными половы / диспенсеры вспышки; другие имеют такие пусковые установки коростовые на обе стороны хвостового плавника.

Эксплуатационная история

Значительное число бывших советских Су-24 остаются на вооружении Азербайджана , Казахстана , России и Украины . В 2008 году , примерно 415 были на вооружении российских войск, расколоть 321 с ВВС России и 94 с ВМФ России .

ВВС России в конечном итоге заменит Су-24 с Су-34 .

Советско-афганская война

Советский Союз использовал некоторый Су-24s в советско-афганской войне , с первым раундом забастовок в 1984 году и второй интервенцией в конце войны в 1988. Нет Су-24 были потеряны.

Ливанская гражданская война

13 октября 1990 года, сирийские ВВС самолеты вошли ливанское воздушное пространство для того , чтобы ударить генерал Мишель Аун вооруженных сил «s. Семь Су-24 самолетов были использованы в данной работе.

Операция Буря в пустыне

Во время операции Буря в пустыне , то ВВС Ирака эвакуировали 24 из своих 30 Су-24MKs в Иран . Еще пять были уничтожены на земле, в то время как единственный оставшийся в живых оставались на службе после войны.

Таджикские и афганские гражданские войны

Фехтовальщики были использованы ВВС Узбекистана (UzAF) против исламистов и оппозиционных сил , действующих в Афганистане (которые также имели гражданскую войну своей собственной продолжается), как часть более широкой воздушной кампании в поддержку борющегося правительства Таджикистана во время 1992-97 гражданская война . Су-24М был сбит 3 мая 1993 года с FIM-92 Stinger ПЗРК обожженных фундаменталистами. И российские члены экипажа были спасены.

В августе 1999 года в Таджикистане протестовал против предполагаемого удара с участием четыре UzAF Су-24s против исламистских боевиков в районах , прилегающих к двум горным деревням в Джиргатальском районе , что, несмотря на не производить человеческие жертвы, погибли около 100 голов скота и подожжены несколько полей урожая. Ташкент отверг обвинение.

На заключительных этапах 1996-2001 этапа гражданской войны в Афганистане , Узбекистан начал авиаудар против талибов позиции в поддержке Северного альянса . Во время миссии атаковать талибов бронированный подразделение пехоты вблизи Хейратана, UzAF Су-24 был сбит 6 июня 2001 года, погибли оба члена экипажа.

Первая чеченская война

3 февраля 1995 года во время операций над Чечению, русский Су-24М упал на землю в непогоду погибли оба члена экипажа.

Вторая чеченская война

Су-24 были использованы в бое во время второй чеченской войны исполняющой бомбардировки и разведку. До четыре погибли, один в результате вражеского огня: 4 октября 1999 г. Су-24 был сбит ЗРК при поиске месте крушения сбитого Су-25 . Пилот был убит при штурман был взят в плен.

2008 Южная Осетия война

В августе 2008 года , конфликт низкой интенсивности в сепаратистских регионах Грузии Осетии и Абхазии, переросла в открытую войну между Россией и Грузией . Российский Су-24 были сильно вовлечены в бомбовых ударах и разведывательных полетах над Грузией.

Россия признала , что три ее Су-25 ударных самолетов и один Ту-22М3 дальнего бомбардировщика были потеряны, Москва обороны Краткая при условии более высокую оценку, отметив , что потери всего ВВС России во время войны были один Ту-22М3 дальний бомбардировщик , один Су-24М Фехтовальщик истребитель-бомбардировщик, один Су-24МР Фехтовальщик Й самолет - разведчик и четыре Су-25 штурмовики. Антон Лавров в списке один Су-25СМ, два Су-25BM, два Су-24М и один Ту-22М3 потерял.

Ливийская ВВС

Ливия получила пять Су-24МК и один Су-24МР из Советского Союза в 1989 году Это был один из последних поставок по СССР в Ливии до конца холодной войны . Один Су-24МК и один Су-24МР , возможно, были переданы в Сирийскую Арабскую ВВС.

В начале 2011 года ливийский ВВС было приказано атаковать позиции повстанцев и митинги оппозиции. Доступные средства для ливийской ВВС были ограничены композитной силой некоторого МиГа-23 (должно быть на пенсию, в соответствии с предыдущими планами) и Су-22 и несколько единиц летабельного МиГа-21, Су-24 и Mirage F1ED истребитель бомбардировщики, поддерживаемые Сок G-2 Галеб и Aero L-39 Albatros вооруженных тренеров. Самая большая часть бывшего флота находилась в аварийном состоянии или хранить в не летабельном состоянии. 5 марта 2011 года, в начале ливийской гражданской войны 2011 года , повстанцы сбили ливийский ВВС Су-24МК в ходе боевых действий вокруг Лануф Ра с ZU-23-2 зенитки. Умер Оба члена экипажа. Репортер BBC был на сцене вскоре после этого события и снимал часть самолета на месте аварии , показывающий эмблему 1124 - м эскадроном, летающий Су-24МК.

Сирийская гражданская война

Начиная с ноября 2012 года , через 18 месяцев после начала сирийского гражданской войны и четыре месяца после начала воздушных налетов с неподвижным крылом самолета SAF, Су-24 , средние бомбардировщики были сняты нападения на позиции повстанцев. SAF потерпела первое Су-24 потери, модернизированную версию MK2, к Игла ракеты земля-воздух 28 ноября 2012 недалеко от города Дар-Таазза в Алеппо губернаторстве . Один из членов экипажа, полковник Зияд Дауд Али, был ранен и снят принимаются к повстанческой полевой госпиталь.

Сирийские Фехтовальщики , как сообщается , также были вовлечены в почти столкновениях с военными самолетами НАТО. Первый из таких инцидентов произошли в начале сентября 2013 года , когда сирийский Су-24 по 819 - й эскадрилье (запускаемый с Tiyas военной авиабазы ) низко пролетело над Средиземным морем и приблизился к 14 миль воздуха запретной зоны , окружающую британской авиабазу в Акротири , Кипр . Струи повернули назад , не достигнув площадь из - за два RAF Eurofighter Тайфуны скремблируется перехватить их. Кроме того, Турция направила два самолета F-16 . Фехтовальщики были , возможно , испытание системы ПВО на базе (и их время реакции) в рамках подготовки к возможному военному удару со стороны США, Великобританией и Францией в ликвидации последствий нападения с применением химического оружия в Ghouta Дамаск якобы совершенный сирийско правительство.

23 сентября 2014 года сирийский Су-24 был сбит израильский командование ПВО MIM-104D Patriot ракеты вблизи Кунейтра, после того, как он проник в 800 метров (2600 футов) в израильское воздушное пространство над контролируемой оккупированных Голанских высот. Ракета попала в самолет , когда он уже вновь вошел в сирийском воздушном пространстве. Оба члена экипажа выбрасываются благополучно и приземлился на сирийской территории.

18 марта 2018 года, SAAF Су-24 был сбит повстанцами в Восточной Qalamoun, Восточной провинции Дамаск, Су-24 упал на территории, контролируемой сирийскими правительственными силами.

2015 России военной операции в Сирии

Дальняя ударная мощь российских аэрокосмических сил в регионе происходит от двенадцати Су-24М2 бомбардировщиков, Россия , посланных на свою базу в Латакии , Сирия. 24 ноября 2015 года, русский Су-24М был сбит полетом двух турецких самолетов F-16 вблизи турецко-сирийской границы. Два экипажа выбрасывается , прежде чем самолет разбился на сирийской территории. Россия утверждает , что струи не покидали воздушное пространство Сирии , а Турция заявила , что струя вошла в их воздушное пространство и была предупреждена 10-12 раз , прежде чем быть сбитыми. Заместитель командир в сирийской туркменской бригаде утверждал , что его сотрудники застрелили экипаж , пока они спускались в своих парашютах, в то время как некоторые турецкие чиновники впоследствии заявили , что экипаж был еще жив. Офицер систем оружия был спасен российскими войсками , но пилот был убит повстанцами, наряду с русским морским вовлеченным в попытке вертолета спасательных работ. Президент России Владимир Путин предупредил Турцию о серьезных последствиях. Сообщалось , российские истребители будут сопровождать бомбардировщики миссий, S-400 передовых систем ПВО были развернуты в Сирии и России зенитный крейсер были отправлены в Сирию , чтобы защитить российских самолетов. После инцидента, Россия объявила , что Су-24 в Сирии были вооружены ракетами класса " воздух-воздух " на оперативных вылазок.

2014 Украинский конфликт

С 2 июля 2014 года, один украинских ВВС Су-24 был поврежден ПЗРК , выпущенными пророссийскими силами. Один из двигателей был поврежден, но экипажу удалось вернуться на базу и земли. Во время посадки нового пожар начался , но он был потушен наземной командой.

Первоначально идентифицирован как Су-25, 20-го августа 2014 года украинский Су-24М был сбит пророссийских сил в Луганской области и подтверждено украинскими властями, которые сообщили о том, что члены экипажа катапультировался и были восстановлены. С 21 августа 2014 года сбитый самолет был идентифицирован как Су-24М.

В конце мая 2015 года, пара российских Су-24 сделал низкий проход над USS Росса в Черном море .

В апреле 2016 года несколько российских Су-24 летал в 30 метрах от другого американского корабля, эсминец Дональд Кук в Балтийском море . Инциденты произошли в течение двух дней, с самолетами делают пассы на Дональд Куком в то время как он находился в международных водах. В ноябре 2018 года два вооруженные российский Су-24 пролетели низко над бельгийским фрегатом Godetia . На момент инцидента, Godetia был в использовании в качестве командного корабля НАТО северной шахты подметания флота «s.

Варианты

Источник: Sukhoi

S6

Одним из первых проектов в гестации Су-24, как Meld Су-7 и Су-15.

Т6-1

Первоначальный прототип с обрезанными треугольных крыльев и 4 РД-36-35 подъемных двигателей в фюзеляже.

T6-2I / T6-3I / T6-4I

Прототипы для изменяемой геометрии Су-24 самолетов производства.

Су-24

Первая версия производства, вооружение включают в себя воздух-земля управляемые ракеты Х-23 и Х-28 типа, вместе с воздух-воздух управляемые ракеты Р-55 типа. Изготовлено 1971-1983.

Су-24М ( «Фехтовальщик-Д»)

Была начата работа по модернизации Су-24 в 1971 год и включала в себя добавление бортовой дозаправки и расширения возможностей атаки с еще большим количеством вариантов полезной нагрузки. Т-6М-8 Прототип первый полет 29 июня 1977 года, а первый серийный Су-24М пролетел 20 июня 1979 года самолет был принят на вооружение в 1983 г. Су-24М имеет сечение 0,76 м (30 дюймов) длиннее фюзеляж вперед из кабины, добавляя выдвигающийся заправочный зонд, и реконструированный, короче обтекатель для атаки радара. Он может быть идентифицирован с помощью одного зонда носа вместо трех частей зонда ранее самолетов. Новая PNS-24M инерциальная навигационная система и цифровой компьютер также были добавлены. Кайра-24 лазерный целеуказатель / ТВ-оптический квантовая система ( по аналогии с американской Pave Tack ) была установлена в выпуклости в стороне порта в нижней части фюзеляжа, а также Tekon дорожка и система поиска (в пакете), для совместимости с управляемое оружие, в том числе 500 и 1500 кг бомбы с лазерным наведением и ТВ наведением бомб и лазерных / ракет ТВ наведением Х-25 и Х-29Л / T, анти-радарных ракет Х-58 и Х-14 (AS-12 'Кеглер') и Х-59 (AS-13 'шкворень') / Х-59m ТВ-ГСН управляемые ракеты. Новые системы привели к уменьшению внутреннего топлива в размере до 85 л (22,4 галлонов США). Су-24М был изготовлен в 1981-1993 гг.

Су-24М2 ( «Фехтовальщик-Д»)

Следующая модернизация Су-24М введена в 2000 году с программой «Сухой» и в 1999 году с программой «Гефест». Модернизированные самолеты оснащены новым оборудованием и системами. В результате, они получают новые возможности и улучшенную боевую эффективность, в том числе новой навигационной системы (СВП-24), новая система управления вооружением, новый HUD (ILS-31, как в Су-27СМ или KAI-24) и расширяющийся список полезной боеприпасы (Х-31A / Р, Х-59МК, KAB-500S). Последняя партия Сухого была поставлена ​​российским ВВС в 2009 году Модернизация продолжается с программой «Гефест». Все Фронтовые бомбардировщики Су-24 в Центральном военном округе получил новое прицельные и навигационные системы СВП-24 в 2013 году.

Су-24МК ( «Фехтовальщик-Д»)

Экспорт версии Су-24М с понижены авионики и возможностей оружия. Первый полет 30 мая 1987 , как T-6MK , 17 мая 1988 года в качестве Су-24МК. Изготовлено 1988-1992, продан Алжир , Ирак, Ливию и Сирию. Многие иракские примеры были эвакуированы в Иран.
Су-24МР ( «Фехтовальщик-Е»)
Выделенный тактический разведчик вариант. Первый полет 25 июля 1980 в T-6MR-26 , 13 апреля 1983 года , как Су-24МР. Вступил в строй в 1983 г. Су-24МР сохраняет большую часть навигационного пакета Су-24М, в том числе местности следования радара, но удаляет Orion-атаки радар, система лазерной / телевизионному и пушки в пользу двух панорамных камер установок , 'Аист-М' ( 'Аист') телекамера, RDS-BO 'Shtik' ( 'Штык') бокового обзора БРЛС (SLAR), и 'Zima' ( 'Зима') инфракрасная система разведки. Другие датчики выполняются в форме стручка. Изготовлено 1983-1993. Он также модернизируется.

Су-24MP ( 'Fencer-F')

Выделенные электронные сигналы разведки ( РТР ) вариант, предназначенный для замены Як-28ПП «Brewer-Е» . Первый полет 14 марта 1980 , как T-6MP-25 , 7 апреля 1983 года , как Су-24MP. Су-24MP имеет дополнительные антенны для датчиков по сбору информации и радиолокационных помех, опуская лазер / TV обтекатель, но удерживающие пушки и положение до четырех R-60 (AA-8) ракет для самообороны. Только 10 были построены.

операторы

Су-24 операторов по состоянию на 2015 (синий). Бывшие операторы (красный) Су-24М ВВС Беларуси.

 Алжир : Алжирский ВВС - 23 Су-24MKs, некоторые модернизированы до стандарта M2. 4 Су-24MRs.

 Иран : Исламская Республика Иран ВВС - 30 Су-24MKs находились на службе по состояниюянварь 2013 года 24 иракских примеры были эвакуированы в Иране в 1991 году войны в Персидском заливе и были введены в эксплуатацию с IRIAF. Иранвозможноприобрели другие Су-24 из России и других стран бывшего Советского Союза. Иран провел испытания отечественного производства, анти-радар умные ракетыпереносимые Су-24 самолетов в сентябре 2011 года, заместитель командующего IRIAF генерал Мохаммад Алави сказал, по IRINN телевизору.

 Ливия : Ливийская ВВС - Шесть Су-24MKs были получены в 1989 году все были сняты после ливийской гражданской войны , но силыверные Хафтары утверждают, что отремонтированы несколько Су-24.

 Россия

 Сирия : Сирийская Арабская ВВС - 22 получил. 20 Су-24MKs из Советского Союза, 1 Су-24МК и 1 Су-24МР из Ливии. 20 находились на службе в январе 2013 г. Все Су-24MKs были обновлены до стандарта Су-24М2,период2009 по 2013 год был подписан контракт на томчто в 2009 году и обновление началось в 2010 году.

 Судан : до двенадцати лет, бывшие белорусские ВВС Су-24 были переданы в Судан ВВС в 2013 году.

 Украина : Украина ВВС получили 120 самолетов Су-24. Только 23 были на службе.

Известные несчастные случаи

  • На 19 декабря 2008 года ВВС России Су-24М разбился недалеко от юго - западного российского города Воронежа . Члены экипажа выбрасываются. По предварительным данным авария была вызвана сбоем в системе управления полетом самолета.
  • С 13 февраля 2012 года ВВС России Су-24 разбился в Курганской области. Оба члена экипажа катапультировался. отказ двигателя был указан в качестве возможной причины аварии.
  • На 30 октября 2012 года ВВС России Су-24М разбился в Челябинской области , России . Во время полета носовой конус сломана. После попытки аварийно посадки, экипаж из двух полетел , чтобы открыть территорию и благополучно катапультировались. Региональный сайт правительства заявил , что чрезвычайное положение было результатом отказа системы управления самолетом. Полеты Су-24 были приостановлены на Шагол основания.
  • 21 марта 2014 года, украинский ВВС Су-24М, принадлежащий к 7-й бригады разбился при заходе на посадку для посадки вблизи Староконстантинове в Хмельницкой области, Украина. Оба члена экипажа катапультировался.
  • С 13 октября 2014 года, алжирский ВВС Су-24 разбился во время тренировочного полета погиб оба члена экипажа
  • С 6 июля 2015 года ВВС России Су-24 разбился за пределами Хабаровского края на Дальнем Востоке погиб один из двух членов экипажа.
  • 24 ноября 2015 года ВВС России Су-24 был сбит турецкой F-16 вблизи границы между Турцией и Сирией. Оба экипажа выбрасывается, но пилот был убит туркменскими мятежниками , как он с парашютом на землю, в то время как навигатор был спасен.
  • На 10 октября 2017 года, русский ВВС Су-24 разбился при взлете в Khmeimim авиабазе провинции Латакия, Сирия . Оба члена экипажа погибли в результате аварии.

Технические характеристики (Су-24МК)

Су-24 FENCER.png Су-24 FENCER.png

Данные из Сухого, боевых самолетов с 1945 года, deagel.com, airforce-technology.com

Общие характеристики

  • Экипаж: 2 (пилот - сигнал и система вооружений оператор)
  • Длина: 22,53 м (73 футов 11 дюймов)
  • Размах : ** С распростертыми крыльями: 17,64 м (57 футов 10 дюймов)
    • С крыльями прокатилась: 10.37 м (34 футов)
  • Высота: 6,19 м (20 футов 4 дюйма)
  • Площадь крыла: 55,2 м² (594 кв.м)
  • Вес пустого : 22300 кг (49165 фунтов)
  • Загруженный вес: 38,040 кг (83865 фунтов)
  • Максимум. взлетный вес : 43,755 кг (96505 фунтов)
  • Емкость топливного бака: 11100 кг (24470 фунтов)
  • СИЛОВАЯ : 2 × Люлька АЛ-21 F-3A ТРД
    • Сухой тяги: 75 кН (16860 фунт - сила) каждый
    • Упорный с дожигателя : 109,8 кН (24675 фунт - сила) каждого

Спектакль

вооружение

Avionics

  • СВП-24 система ориентации

Смотрите также

Самолеты сравнимой роли, конфигурации и эпохи

Рекомендации

Заметки

Список используемой литературы

  • Антонов, В. и др. ОКБ Сухого: История конструкторского бюро и его самолеты . Лестер, Великобритания: Midland, 1996. ISBN  1-85780-012-5 .
  • Идеи, Пол ( под ред.). Энциклопедия современных боевых самолетов . Лондон: Amber Books, 2004. ISBN  1-904687-84-9 .
  • Гордон, Ефим. Су-24 . Нью - Йорк: IP Media, Inc., 2005. ISBN  1-932525-01-7 .
  • Уилсон, Стюарт. Боевые самолеты с 1945 года . Fyshwick, Австралия: Аэрокосмическая Публикации, 2000. ISBN  1-875671-50-1 .

дальнейшее чтение

  • ВВС в месяц, сентябрь 2015 (Иранский Су-24 силы)

внешняя ссылка

Су-24 - Википедия, вольная энциклопедия

Ilustracja
Су-24М rosyjskich sił powietrznych (2011 rok)
датчанин podstawowe
Państwo Ilustracja ZSRR
Производство Nowosybirskie Zjednoczenie Przemysłu Lotniczego
Конструктор Сухой
Тип Бомбовец Фронтовы
Konstrukcja metalowa, półskorupowa
Залога 2 особи
Historia
Data oblotu 2 губы 1967
Lata produkcji 1972–1993
датчанин techniczne
Напенд 2 сильных турбодрзуто АЛ-21Ф-3
фунтов с допаланием 108,4 кН (11050 кг) каżды
Wymiary
Rozpiętość 10 366/17 638 кв.м
Długość 22,67 м (Су-24М 24 532 м)
Wysokość 6192 кв.м.
Powierzchnia nośna 51 024 - 55 168 м²
Маса
Власна 21 177 кг (Су-24М 22 250 кг)
Стартова 39 700 кг (макс.)
Узброжения 7000 кг (Су-24М 8000 кг)
Запас Палива 11 800 л (19800 л ze zbiornikami dodatkowymi)
Osigi
Prędkość maks. 1400 км / ч (Су-24М 1450 км / ч) на позиции Морза

2230-2450 na dużej wysokości (różne ródła)

Prędkość przelotowa poniżej 1 мАч
Пулап 18 500 м
Засенг 2535-3000 км (Różne źródła)
Promień działania 775-1150 км (na małej wysokości)
датчанин operacyjne
Узброение
1 działko GSz-6-23 кал.23mm
uzbrojenie podwieszane (bomby, rakiety) na 8 węzłach o łcznej masie do 7000 кг (Су-24M 8000 кг)
Liczba miejsc
2
Uytkownicy
World operators of the Su-24.png ZSRR / Rosja, Białoruś, Ирак, Иран, Ливия, Сирия, Украина, Судан
Рзуты
Rzuty samolotu

Су-24 (ros. Су-24 w kodzie NATO Fencer ) - Radziecki dwusilnikowy bombowiec frontowy [1] o zmiennej geometrizż nocy, opracowany przez biuro konstrukcyjne Suchoja.Samolot jest zdolny do przenoszenia taktycznej broni jądrowej.

Rzuty samolotu

Na początku lat 60. XX wieku z uwagi na silnie rozwiniętą obronę przeciwlotniczą państw NATO opracowano w ZSRR załoenia, jakie powinien spełniać nowy samolot uderzeniowy. Jedyną metodą na uniknięcie silnej obrony przeciwlotniczej był lot na małej wysokości z bardzo dużą prędkością. W celu umożliwienia działania w każdych warunkach atmosferycznych nowy samolot miał mieć radar do wykrywania celów naziemnych.Początkowo planowano zainstalować nowy radar na samolocie myśliwsko-bombowym Су-7, zrezygnowano jednak z tych planów z powodu zbyt małych rozmiarów tego samolotu. Prace postanowiono prowadzić w oparciu o myśliwiec przechwytujący Су-15. W trakcie projektowania zdecydowano się na zastosowanie skrzydeł o zmiennej geometrii, dzięki czemu możliwe było osiągnięcie dużej prędkości, jak i dobrych charakterydowaniau i l lv.

Oblotu pierwszego prototypu Су-24 oznaczonego T6-1 dokonał 2 lipca 1967 roku пилот doświadczalny Владимир Ильюшин.Skrzydła o zmiennej geometrii miał dopiero other prototyp T6-2I, oblatany 17 stycznia 1970 roku przez tego samego pilota.

Pierwszy egzemplarz seryjny powstał w fabryce w Nowosybirsku w grudniu 1971. Próby państwowe Su-24 przebiegały bardzo ciężko i ukończono je dopiero w lipcu 1974 roku. Oficjalnie do uzbrojenia samolot został przyjęty w lutym 1975 roku. W toku produkcji seryjnej dokonywano drobnych zmian, przez co na zachodzie poszczególne serie produkcyjne otrzymywały kolejne oznaczenia Fencer-A , Fencer-B - Fencer-B .

Rzuty samolotu

Równolegle trwały prace nad ulepszoną wersją Су-24M (oznaczenie biura konstrukcyjnego T-6M), mającą rozbudowany system uzbrojenia, w skład którego wchodzgoenia ulepszongeneración. Poprawiono dokładność nawigacji i systemów celowniczych, zainstalowano system samoobrony oraz zwiększono zasięg samolotu, poprzez dodanie instalacji tankowania w locie. Прототипы nowej wersji rozpoczęły loty w 1977 roku, produkcja rozpoczęła się w 1979 roku. Zewnętrznie nowy wariant rozróżnić można po dłuższym o 75 Centymetrów przodzie kadłuba.W NATO nowej wersji Су-24 nadano oznaczenie Fencer-D

W oparciu o wersję Su-24M stworzono wyspecjalizowany samolot rozpoznawczy Su-24MR (oznaczenie biura konstrukcyjnego T-6MR), mający najsilniejszyzówzówczówszówczóws. W kodzie NATO otrzymał nazwę Fencer-E

Na bazie Su-24M powstała też wersja Su-24MP , przeznaczona do walki radioelektronicznej [2] , z zewnątrz celowo nieodróniająca się od pozostółych samolotówych.W kodzie NATO nazwana Fencer-F.

Obecnie bombowiec Су-24M stanowi trzon rosyjskiego lotnictwa uderzeniowego. Wdrażany jest plan zastąpienia Su-24 przez nowoczesny samolot myśliwsko-bombowy Su-34 [3] .

  • Су-24 - pierwsza wersja, wyposażona w system nawigacyjno-celowniczy PNS-24 Puma, wytwarzana w latach 1971–1983
  • Су-24М - удосконалона, wprowadzono system nawigacyjno-celowniczy PNS-24M Tigr w miejsce PNS-24 Puma, produkowana w latach 1979–1993
  • Su-24MK - wersja Su-24M przeznaczona na eksport, pierwszy lot w maju 1987, produkowana w latach 1988–1992.Odbiorcami były Irak, Ливия, Сирия. W czasie Pustynnej Burzy irackie samoloty uciekły do ​​Iranu
  • Су-24MR - wersja rozpoznawcza, usunięto system PNS-24, zainstalowano urządzenia rozpoznawcze zintegrowane w system BKR-1, oblatana w maju 1980 roku, wytwarzana w latach 1983–1993.
  • Су-24МП - wersja WRE, pierwszy lot w marcu 1980.
  • Петр Бутовски, Су-24 Фехтовальщик, NTW № 5/1993, ISSN 1230-1655
  • Петр Бутовский, Сухой Су-24, ПКЛ № 2/1993
,

Сухой Су-24 - Википедия, la enciclopedia libre

Википедия todavía no tiene una página llamada «Сухой су-24».


Busca Sukhoi su-24 en otros proyectos hermanos de Wikipedia:
Wikcionario Wikcionario (diccionario)
Wikilibros Wikilibros (обучающие / руководства)
Wikiquote Викицитатник (цитаты)
Wikiviajes Wikisource (biblioteca)
Wikinoticias Викинотики (noticias)
Wikiversidad Wikiversidad (Contenido académico)
Commons Commons (изображения и мультимедиа)
Wikiviajes Wikiviajes (viajes)
Wikidata Викиданные (данные)
Wikiespecies Викивиды (особые)
  • Comprueba Comprueba si имеет escrito el nombre del artículo de forma correa, y que Wikipedia es el lugar donde debería estar la información que buscas.Si el título es righto, a la derecha figuran otros proyectos Wikimedia donde quizás podrías encontrarla.
  • Busca Busca «Sukhoi su-24» en el texto de otras páginas de Wikipedia que ya existen.
  • Nuvola apps fonts.png Обратитесь к списку произведений искусства на «Сухой су-24».
  • Enlaces Busca las páginas de Wikipedia que tienen обвязывает «Сухой Су-24».
  • ¿Borrada? Si ya habías creado la página con este nombre, limpia la caché de tu navegador.
  • Symbol delete vote.svg También puede que la página que buscas haya sido borrada.

Si el artículo incluso así no existe:

  • Crear la página Crea el artículo utilizando nuestro asistente o solicita su creación.
  • Traducir Puedes traducir este artículo de otras Wikipedias.
  • Aviso En Wikipedia únicamente pueden include enciclopédicos y que tengan derechos de autor Compatible con la Licencia Creative Commons Compartir-Igual 3.0. No son válidos textos tomados de otros sitios web o escritos que no cumplan alguna de esas condiciones.
  • Ten en cuenta Ten en cuenta también que:
    • Artículos vacíos o con información minima serán borrados —véase «Википедия: Esbozo» -.
    • Artículos de publicidad y autopromoción serán borrados —véase «Википедия: Lo que Wikipedia no es» -.
,

Sukhoi Su-24 - Wikipedia bahasa Indonesia, ensiklopedia bebas

Sukhoi Su-24 (код NATO: ' Fencer' ) adalah sebuah pesawat penyerang segala cuaca supersonik Uni Soviet yang tahun maju 1970-19 paling Pesawat ini diawaki dua orang, mempunyai dua mesin дан merupakan pesawat советский pertama янь memiliki perangkat navigasi дан serang digital terintegrasi. Взять хотя бы один из General Dynamics F-111 Aardvark от американского сериката, чтобы использовать его в Panavia Tornado IDS для Британии Райя и Джерман.

Сухой Су-24
Su-24 Fencer Right side gear down.jpg

Су-24 Советский dengan roda diturunkan.

Tipe Pesawat serang darat
Produsen Sukhoi
Terbang perdana Декабрь 1971 г. utama Rusia
Pengguna lain Iran
Siria
Jumlah produksi 1200+
Su-24 pada MAKS Airshow 2005.

Rancangan Su-24 berawal dari kebutuhan AU Soviet akan pesawat penyerang baru untuk menggantikan Ilyushin Il-28 дан Яковлев Як-28. Pesawat ini juga dituntut mempunyai kemampuan lepas landas dari landasan pendek.

Prototip pertama, T-6-1 terbang pertama kali tahun 1967, dengan sayap delta dan mempunyai mesin lift di tengah-tengah badannya, serupa dengan Sukhoi T-58VD 'Flagon-B'.T-6-1 susah Untuk dikendalikan ketika mendarat. Sukhoi memodifikasi prototip pertama ini menjadi T-6-2 yang tidak memilki mesin lift tetapi memiliki sayap dengan wingtips yang mengarah kebawah dan flaps, mirip dengan yang dimiliki British Aircraft Corporation TSR.2. Hanya desain sayap rendahnya susah Untuk dibawa terbang di ketinggian rendah.

Прототип лайння кемудиан дипасанги саяп с изменяемой геометрией , сеперти пада Сухой Су-17 'Слесарь' дан Микоян-Гуревич 23-11, лалу дибери нама Т-6-2IG .Terbang perdana tahun 1970 dan diberi kode Су-15М. Интелиджен Барат салах меняет интерпретацию и члены кода Су-19 хингга 1981.

Versi produksi massal, dengan base T-6-2IG, terbang perdana tahun 1971 dan masuk dinas aktif tahun 1974 годовой код Су-24 'Fencer-A' . Walaupun terdapat beberapa masalah dengan sistem avioniknya, Su-24 cukup populer dikalangan awak dan teknisinya, yang menamainya Chemodan , artinya koper ( чемодан ) karena kemampuannya membersawa beguh tango dan.

Pengalaman tempur pertama didapat ди Афганистан тахун 1984. Сементара далам kampanye pengeboman ди Чечня тахун 1990an kemampuan pengeboman Су-24 dinilai kurang presisi mengakibatkan tingginya jumlah korban sipil.

Сэкитар 1200 Су-24 дипродуксы. 447 masuk dinas aktif di AU Советская семья 130 di AL Soviet. Версия модернизации дибери код Су-24М . Версия экспорня, Су-24МК ( Коммерческий , комерсиал), дижуал ке беберапа диантаранья; 10 ke Алжир, 15 ke Ливия дан 12 ke Сирия, serta kira-kira 30an dijual ke Иран дан Ирак.Ада perbedaan Versi mengenai jumlahnya, tetapi sebuah sumber ди советское menyebutkan bahwa 9 dijual ke Иран, sementara 24 ke Ирак. Тетапи Иран менгклаим мерека мембели 14, дан мендапаткан 16-18 песават экс-Ирак ян дибава кабур пилотня ке Иран кетика Перанг Телук и тахун 1991. Кетика Уни советский пеках седжумлах бесар Су-24 масих диоперасикан негара негара Казахстан, Беларусь негара-негара , Россия, Узбекистан дан Украина

Су-24 МИРИП ТЕТАПИ ЛЕБИХ БЕСАР ДАРИ Микоян-Гуревич МиГ-23 «Флоггер».Memiliki sayap sayung dengan pangkal sayap terletak di belakang lubang saluran udara masuk mesin. Сангат стабил ди кетингджан рендах беркат летак саяпня ян тинги, тетапи седикит лебих сусах дитербанкан. Конфигураси саяп текукнья антара лайн; 16˚ untuk lepas landas дан mendarat, 35 дан 45˚ untuk terbang jelajah sesuai dengan ketinggian дан 69˚ Untuk terbang supersonik di ketinggian rendah. Mempunyai kecepatan take off yang lebih rendah dari Su-17 'Fitter', yaitu 230 км / j (143 миль / ч) walaupun mampumbawa beban lebih berat.

Saluran udara masuk ( впуск ) Су-24 терлетак демпфирующий бадан. Versi awal 'Fencer-A' memiliki с переменным впуском , dengan kecepatan maksimum 2.320 км / j (1.440 миль в час), Mach 2,18 di ketinggian, dan ketinggian max ( потолок ) 17.500 м (57.400 kaki). Dihilangkan pada versi berikutnya untuk mengurangi beban dan mengurangi biaya perawatan, karena Su-24 beroperasi pada ketinggian rendah. Tidakmbawa pengaruh pada kemampuan terbang rendahnya, tetapi kecepatan maksimum di ketinggian дан ketinggian maksimumnya turun menjadi Mach 1,35 dan 11.000 м (36.100 каки).

Су-24 дитенагай сепасанг Сатурн / Люлька АЛ-21Ф-3А турбореактивный с форсажной камерой, менгасилкан дайа доронг 109,8 кН (24.700 фунт-сила) сэтиап месиння. Awal kemunculan Су-24 мембранный анализ Barat, serupa dengan MiG-25, karena perkiraan Su-24 memiliki mesin turbofan yang sangat efisien, memungkinkannya untuk terbang lebih jauh. Kemampuan mesin turbojet ini memang bagus, tetapi mengonsumsi bahan bakar lebih besar, serta mahal produksi дан perawatannya susah.

Versi awal 'Fencer-A' memiliki tubuh bagian belakang seperti kotak, tetapi diubah pada desain selanjutnya mengikuti bentuk mesin untuk mengurangi hambatan ( drag ).Versi selanjutnya juga memiliki tiga антенна ди hidung, parasut Untuk membersu pengereman ketika mendarat dan inlet ram-air di pangkal sirip vertikal. Pesawat versi baru ini diberi kode ' Fencer-B' oleh NATO.

Пилот Су-24 оле Сеоран, дибанту сеоран WSO ( Офицер по системам вооружения , оператор Сенджата) дан Дудук Бердампинган, сеперти пада F-111. Versi awal Su-24 mempunyai radar terrain-follow dan radar serang yang terpisah, serta sistem navigasi Doppler.Sistem ini merupakan yang tercanggih di Soviet pada masanya.

Су-24 dilengkapi sebuah kanon GSh-6-23 dengan 500 butir peluru yang dipasang di bagian bawah perut. Mempunyai delapan gantungan senjata; dua di pangkal sayap, dua di sayap дан empat di tubuh, dengan kapasitas maksimum 8000 кг (17600 фунтов). Су-24 джуга мемилики кемампуан мембава сенджата нуклир. Untuk pertahanan diri Су-24 biasanyambawa dua atau empat rudal R-60 (AA-8 «Тля»).

Versi awal Su-24 tidak dilengkapi peralatan ECM yang memadai.Ханя Мембава RWR ( радиолокационный приемник ) Sirena tanpa sistem pengacau radar musuh ( jammer ). Versi selanjutnya telah dilengkapi RWR yang komprehensif dengan peralatan jammer aktif. Ditandai dengan Adanya Antena ditiap sisi потребление dan diujung sirip vertikal. Су-24 с двигателем RWR с кодом ' Fencer-C' oleh NATO. Beberapa varian 'Fencer-C' дан джуга Су-24M 'Fencer-D' memiliki pangkal sayap yang lebih besar untuk menempatkan dispenser chaff dan flare .Sementara beberapa varian memiliki dispenser ini dikanan-kiri sirip vertikalnya.

Су-24 мемилики размеры ян хампир сама денган F-111. Tetapi kemampuannya jauh di bawah F-111 дан ханья меняет Торнадо. Sementara mesinnya янь kurang efisienmbuat jarak jelajah Su-24 lebih rendah dibandingkan dua saingannya itu.

Селайн беберапа вариан ян дисебуткан диаты, масих ада беберапа вариан Су-24 ян лайн:

  • Су-24М 'Fencer-D' : модернизированная версия, dikembangkan pertengahan 1970 dan masuk dinas aktif tahun 1983.Mendapat tambahan badan sekitar 0,76 m (30 inci) di depan kokpit, memiliki sistem penambahan bahan bakar diudara ( дозаправка в полете, система ) serta hidung yang lebih pendek untukmbawa radar serang baru Orion-A. Ханья mempunyai сату антенна ди хидунг. Радиолокационный контур «Мемилики» ( с учетом местности ) Relyef yang terintegrasi dengan system kendali otomatis SAU-6M1, memungkinkan terbang otomatis pada ketinggian rendah; ИНС ( инерциальная навигационная система ) тербару ПНС-24М серта компьютерный цифровой; pembidik laser dan sistem TV 'Kaira 24' (serupa dengan Pave Tack) di bagian gelembung kiri bawah badan, sehingga mampu membersawa bom penuntun laser dan TV, rudal Kh-14 (AS-12 'Kegler') и Kh-59 (AS- 13 'Kingbolt').Penambahan sistem baru ini mengakibatkan kapasitas tangki bahan bakar berkurang 85 литров (22,4 галона США).
  • Су-24МК «Фехтовальщик-Д» : версия экспор. Tetapi sistem avioniknya berada di bawah kemampuan Су-24М. Beberapa versi tidak memiliki sistem в полете-дозаправка .
  • Су-24МР 'Fencer-E' : версия разведывательная (мата-мата). Terbang perdana сентябрь 1980 dan masuk dinas 1985. Memiliki sistem navigasi yang sama dengan Su-24M, termasuk radar kontur, tetapi tidak memiliki radar serang 'Orion-A', pembidik laser / TV dan kanon.Membawa dua kamera Panoramis, камера TV Aist-M «Stork», радиолокационная съемка (SLAR - Бортовой радар бокового обзора ) RDS BO «Shtik» и системная инфраструктура «Zima» ( Winter ).
  • Су-24МП «Фехтовальщик-Ф» : вариант ЭЛИНТ. Унтук менггантикан Яковлев Так-28ПП «Брюэр-Э». Terbang perdana Desember 1979. Memiliki антенна тамбахан для сенсорного бара; лазерный пембидик / телевизор dibuang tetapi kanon tetap dipertahankan dan biasanya membersawa empat rudal R-60 (AA-8 'Aphid') untuk pertahanan diri.Ханя 12-20 бух янь дипродукси.

Су-24М дан Су-24К ян масих ада телах мелалуй программа перемажан ( продление жизни ) дан беберапа улучшить термашук пенамбахан GPS; penambahan MFD pada kokpit, HUD, peta digital, pembidik helm ( нашлемные прицелы ) дан кемампуан мембава персенджатан современный, термасук рудал R-73 (AA-11 'Archer'). Версия модернизации ini diberi kode Су-24М2 .

Gambar Su-24 dari tiga sisi. Didasarkan pada spesifikasi Su-24M.

  • Panjang: 22,67 м (80 каки 6 дюймов)
  • Rentang sayap: Sayap terbuka 17,63 м (57 kaki 10 inci), Sayap tekuk 10,36 m (34 kaki)
  • Тингги: 6,19 м (20 каки 3 дюйма)
  • Луас Саяп: 55,2 м2 (594 каки2)
  • Берат косонг: 22.300 кг (49,160 фунта)
  • Berat maksimum lepas landas: 39,700 кг (87,500 фунтов)
  • Mesin: 2 Турбореактивный двигатель Saturn / Lyulka AL-21F-3A, Daya Dorong 75 кН, форсажная камера 110 кН dengan (16,900 фунтов / 24,700 фунтов) tiap mesin
  • Kecepatan макс: Мах 1,1 / 1,340 км / дж (350 миль / ч) di permukaan laut; 1,550 км / дж (960 миль / ч) дикетингский
  • Jarak tempuh: 560 км (350 мил) dengan konfigurasi lo-lo-lo membersawa beban 3000 кг dan tangki cadangan; 2500 км (1550 миль) Terbang Ferry
  • Кетингийский макс: 11.000 м (36.100 каки)
  • Скороподъемность: 150 м / сут (29.500 каки / менит)
  • Нагрузка на крыло: 651 кг / м2 (133 фунта / каки2)
  • Тяга / масса: 0,62
  • 1 канон ГШ-6-23 23мм dengan 500 peluru.
  • 8 гантунган сенджата денган бебан макс. 8000 кг (17 600 фунтов), термасук: 4 рудал удара-пермукаан Х-23 (АС-7 «Керри»), 4 рудал пенунтун лазер Х-25МЛ (АС-10 «Карен»), 2 рудальный Х-28 (АС-9 'Кайл'), Х-58 (АС-11 'Килтер') атау рудальный антирадар Х-31П (АС-17 'Крпытон'), 3 рудальный Х-29Л / Т (АС-14 'Кедж'), 2 рудальных Х-59 (АС-13 'Кингболт'), 2 бомбы пенунтун-лазер / ТВ КАБ-500КР / КАБ-500Л, авиабомб общего назначения , внешний канон ( гондолы ) atau bom нуклир тактис, рокет С-5 55мм, С-8 80мм атау С-13 120мм, 2 рудал удара-удара Р-60 (АА-8 «Тля») атау Р-73 (АА-11 «Лучник»).
Примечание
Библиография
  • Антонов Владимир и др. ОКБ Сухого: История КБ и его самолетов . Лестер, Великобритания: Мидленд, 1996. ISBN 1-85780-012-5.
  • Эдем, Пол (ред.). Энциклопедия современной военной авиации . Лондон: Amber Books, 2004. ISBN 1-904687-84-9.
  • Гордон Ефим. Сухой Су-24 . Нью-Йорк: IP Media, Inc., 2005.ISBN 1-932525-01-7.
  • Уилсон, Стюарт. Боевые самолеты с 1945 г. . Fyshwick, Australia: Aerospace Publications, 2000. ISBN 1-875671-50-1.
,

Су-30 (航空 機) - Википедия

Су-30 / Су-30

Su-30SM

Су-30СМ

Су-30 (ス ホ ー イ 30 、 ス ホ イ 30 ; ロ シ ア 語: Су-30 ス ー ・ ト リ ー ッ ツ ァ チ ) は Су-27UB を 発イ ン ド な ど で も ラ イ セ ン ス 生産 さ れ て い る.

Су-30 の НАТО コ ー ド ネ ー ム は フ ラ ン カ ー F1 (Фланкер-F1) 、 Су-30М 以降 の НАТО コ ー ド ネ ー ム は フ ラ ン カ ー F2 (Фланкер)

1986 年 に ソ ビ エ ト 連邦 で は 防 向 け の 長距離 迎 撃 機 を 開始 し 、 1988 年 に 試 作 機 Су-27ПУ を 初 飛行 さ せ Su-27PU変 更 さ れ, 機体 形状 は 基本 的 に 複 座 型 の Су-27УБ と 同 じ で あ る が レ ー ダ ー は 改良 型 の N001V メ ー チ を 搭載 し て い る (後 に Су-27 も, 同 様 の レ ー ダ ー に 換装). ま た, Вс -30 は, 指揮官 機 と し て の 役 目 も も ち ТКС-2 と 呼 ば れ る 編隊 内 デ ー タ リ ン ク を 通 じ て 4-5 機 の Су-27 の 管制 を 行 う こ と が で き る.

Су-30 を 複 座 多用途 戦 術 機 と し た の が Су-30М で, テ レ ビ 指令 誘導 シ ス テ ム, 対 レ ー ダ ー ミ サ イ ル 誘導 シ ス テ ム な ど の 対 地 攻 撃 兵 装 用 シ ス テ ム を 装備 し た 一方 で マ ル チ ロ ー ル 化 に よ り 本来 の 目的か ら は 外 れ る こ と と な っ た.

Су-30М の 輸出 基本 型 Су-30МК で は, 冷 戦 終結 に と も な い 搭載 電子 機器 を オ プ シ ョ ン で 西側 製 に 変 更 可能 で, フ ラ ン ス の セ ク ス タ ン · ア ビ オ ニ ク 社 製 パ ッ ケ ー ジ を 装備 で き る ほ か, イ ン ド 向 け の Су-30МКИは イ ス ラ エ ル 製 の 電子 戦 シ ス テ ム を, マ レ ー シ ア 向 け の Су-30МКЙ は 南 ア フ リ カ 製 の 警戒 シ ス テ ム を 装備 し て い る.

Су-37 に て 研究 さ れ た カ ド 翼 と 推力 偏向 ノ 装備 し Су-30М2 が 1997 年 7 月 1 日 、 Су-27УБ 改造 機 が 1998 年 3 月 23 に 1998 6 月 15 日 に は イ ン ド 軍 関係 者 へ 披露 さ れ, こ れ ら の 要素 が Су-30МКИ に 取 り 入 れ ら れ て い る.

1999 年 8 月 に は 中国人民解放軍 空軍 が Су-30МКК の 採用 を 決定 し 、 2000 年 12 月 か ら 引 き 渡 し が 開始 れ た 。Su-30MKK 系列 は Су-30 系 の 中国人民解放軍ー ジ ョ に た り 、 2016 年 10 に ロ ー ル ア ウ ト ト ナ ム 向 け の 2 機 を っ て 生産 が 終了 さ 900 900 900

本国 ロ シ ア で は ら Су-30М2 (前述 の Су-30М2 と は 異 な り カ ナ ー 推力 偏向 ノ ズ)) 2010た Су-30см の 配備 を 開始. な お シ リ ー ズ と し て は 第 4 世代 ++ 戦 闘 機 の Су-30см の 生産 が 少 な く と も 2020 年 ま で 続 け ら れ る 見 込 み で あ る [3] .

初期 型 [編 集]

Су-30
複 座 長距離 戦 闘 機型
Су-30ЛЛ
Su-30SM
Су-30 に 3 次 元 推力 偏向 ノ ズ ル を 装備 し た 試 験 機。
ノ ズ ル 周 り に は МиГ-29ОВТ 同 様 に 3 箇 所 の フ ェ ア リ ン グ が 付 い て い る .IRST は 取 り 外 さ れ て い る. 後 に 推力 偏向 ノ ズ ル は 外 さ れ, IRST が 装備 さ れ た. 色 も 塗 り 替 え ら れ た.
Су-30К
輸出 型
Су-30КИ
イ ン ド ネ シ ア 向 型 。Su-30 フ ァ ミ リ ー に い て 唯一 の 単 座 型。
Су-30КН
Су-27УБ 、 Су-30 、 Су-30К に 対 し て 提案 さ れ た 改修 型。 対 対 地 攻 撃 能力 を 追加 し た
Су-30М
複 座 多用途 戦 術 機型
Су-30М2
Су-30 の 2 番 目 の 改良 型 を 示 す で 、 カ ナ ー ド 翼 TVC を 搭載。 1997 年 に 初 飛行。
Су-30МК
Su-30SM
Су-30М の 輸出 型。

Су-30МКИ 系列 [編 集]

カ ナ ー ド 翼 ((版)) と な っ 外 見上 の 最大 の 特 ほ か に ッ シ火器 管制 レ ー ダ ー や 推力 偏向 ノ ズ ル な ど, Су-35 (Су-27М) や Су-37 で 実 用 化 さ れ た 技術 が ふ ん だ ん に 取 り 入 れ ら れ て い る が, 垂直 尾翼 は 翼 端 部 が 斜 め に 切 り 落 と さ れ た 従 来 型 のま ま で あ る.

Су-30МКИ
ン ド ス タ ン 航空 て ラ イ セ ン ス 生産 い る 、 イ ン ド 向 け 型 。NATO コ ー ド
火器 管制 レ ー ダ ー N011M バ バ ル ス 」の ま ま で あ る ル ビ ッ (英語) の 967 型 HUD 、 スミ ッ シ ョ ン コ ン ピ ュ ー タ, イ ス ラ エ ル 製 の 電子 戦 シ ス テ ム を 装備 し て い る. ま た, ラ イ ト ニ ン グ 照準 ポ ッ ド の 運用 能力 が 付 与 さ れ て い る な ど, イ ン ド 国 産品 や フ ラ ン ス 製 · イ ス ラ エ ル 製 の ア ビ オ ニ ク ス が 使 わ れ て い る.
Су-30МКА
Su-30SM
ジ リ 的 的 »の 搭載 が 確認 さ れ て い る [4]
Су-30МКР
偵察 型 [5]
Су-30МКМ
Su-30SM
レ ー ア。 基本 的 に Su-30MKI, 同 じ だ が 、 各部 に 西側 仕 ア テ ナ が. SAP-518 電子 妨害 ポ ッ ド の 搭載 が あ る [6] 。 ま ポ ド は フ ラ ン ダ モ ク ル ((フ ラ 900 900 900
Су-30МКТ
タ イ 向 け の 輸出 型。 性能 は Су-30МКМ に 準 ず る。
2005 年 12 月 19 日 の 報道 ば 、 5 億 ド ル で 12 機 の Су-30МКТ の 購入 を 契約 し た が ク ー タ ー に よ り 実 か っ た [743] 900
Су-30МКЛ
リ ビ ア 向 け の 輸出 型。 計画。
Су-30СМ
Su-30SM
Су-30СМ の NATO コ ー ド ム は フ ラ ン カ H (Flanker-H) 。Su-30MKI / MKM を ベ ー ス と し シ、 通信 / 航 法 シ ス テ ム 、 IFF 等) な ど の 外国 製 機 材 が ア 製 の 最新 の も の に さ て い [8] [9]
レ ス 製 «3022» 大型 広 HUD 装備 し て い る の が 特 徴 [10] [11] レ ダ 改良 型 Bars-R -R -R 電 子 戦 電(ロ シ ア 語 版, 英語 版) が そ れ ぞ れ 搭載 さ れ [13] , 兵 装 類 も 最新 の も の が 統 合 さ れ て い る [8] . 新 し い シ ス テ ム ア ビ オ ニ ク ス や 武器 の 統 合 を 簡 素 化 す る た め ア ビ オ ニ ク ス には オ ー プ ン ア ー キ テ ク チ ャ 概念 が 導入 さ れ て い る [14] .HUD に つ い て は, 2014 年 ウ ク ラ イ ナ 騒 乱 に 関 連 し た 制裁 に よ り 輸入 で き な く な っ た た め, 2015 年 よ り Су-35 に 搭載 さ れ て い る IKSh-1М で 代替 さ れる こ と と な っ た [11] 。 レ ー ダ ー に つ い て ッ プ グ レ ー も 検 る [12]
Су-30СМЭ
2016 の シ ン ガ ポ ー ル ・ エ シ ョ ー で 発 表 さ 輸出 型 [15]
Су-30СМ1
ア ビ オ ニ ク ス を 強化 し 最新 の 精密 誘導 兵器 を 運用 可能 と 改良 型 [16]
Су-30СМД
エ ン ジ ン を АЛ-41Ф1С に 換装 し た 改良 型 [17]

Су-30МКК 系列 [編 集]

Су-35 (Су-27М) で 使用 さ れ た 翼 端 部 が 水平 に な 型 大型 の 垂直 (炭素 繊 維 複合 材 製 で イ ン グ ラ27УБ / Су-30 と の 外 見上 の 差異 は 少 な く, カ ナ ー ド 翼 や 推力 偏向 ノ ズ ル も 搭載 し て い な い. 火器 管制 レ ー ダ ー も Су-27 に 搭載 さ れ た N001 「メ ー チ」 の 発 展 型 で あ る.

Су-30МКК
Su-30SM
中国 向 け 生産 型 。NATO コ ー ド ネ ー ム は フ ラ ン カ ー G (Flanker-G)。 中国 空軍 で 中。
マ ッ ピ ン グ 機能 を 含 む 空 対 モ ー ド を 拡 張 し た N001VE レ ー ダ ー を 装備 し 、 Су-35 (Су-27М) の 垂直 み後 席 に も MFI-9 表示 装置 1 基 と MFI-10 表示 装置 1 基 を 装備 し る。
Су-30МК2
Су-30МКК の 能力 向上 型 レ ー ー を N001VEP に 換装 、 E 照準 ポ ッ ド や M400 偵察 ポ ッ ド の 搭載 を 可能 Kh-59 ど
Су-30МКВ
ベ ネ ズ エ ラ 向 け 生産 型。
Су-30МК2В
ベ ト ナ ム 向 け 生産 型。
Су-30М2
ロ シ ア 仕 様 [18] .IFF 及 び デ ー タ リ ン ク の モ ー ド が 異 な る [19] .SU-27SM3 と 多 く の 共通性 を 有 す る [20] .SU-27УБ の 不足 に 伴 い Су-27СМ の任務 を 支援 す る た め に 訓練 し て 配備 さ れ て い る [21]
  • Su-30SM
  • Su-30SM
Су-30МК3
Су-30МК2 の バ ー ジ ョ ン ア ッ プ 型. エ ン ジ ン や ア ビ オ ニ ク ス が 強化 さ れ て い る .MK2 に 続 い て 中国 海軍 に 納入 さ れ る と さ れ た [22] が 実 現 し て い な い.
殲 撃 16 型 (J-16)
中国 が J-11B 複 座 型 で あ J-11BS を ベ ー ス に 中国 海軍 の Су-30МК2 と 同 仕 様 し て 開 発 し 体
YJ-91 ど の 空 対 艦 ミ サ イ を 運用 可能。 中国 海軍 で 運用 中。 国産 の WS-10A エ ン ジ ン 搭載。 カ ナ TVC は 非 搭載。
World operators of the Su-30.png

現役 [編 集]

アルジェリアの旗 ア ル ジ ェ リ ア

2006 年 2 月 に 28 の 購入 決定 し 2009 後 半 に 機 れ た。 2010 年 に は 16 機 の 決定 し た [23] 。 2015 年 に は 14 さ ら機 の 購入 を 決定 し た [24]

アンゴラの旗 ア ン ゴ ラ

2013 10 16 に 18 Су-30К 闘 機 を 発 注 体 は イ ン ド 空軍 機 で ベ ラ ル 第 558 航空 機 第 2015年 12 月 に 2 機 、 2016 年 中 に さ ら に 10 機 を 受領 す る 予 定 [25] [26]

インドの旗 イ ン ド

1996 年 11 月 30 日 に Су-30 計 50 機 (MK8 機 、 K10 機 、 MKI32 機) の 購入 契約 を 交 わ し 、 1997 年 3 月 か ら Су-30МК 及 び K が Су-30МКИ 完成 と の[き 渡 開始 た こ の 18 は ロ シ れ 、 KN 仕 様 へ て り ベ 30 ] 。
2002 年 か ら ら Су-30МКИ の 引 き 渡 し が 開始 さ れ 、 さ ら 222 機 が イ ン ド で ラ イ ス 生産 さ れ つ あ。
2014 の 段 を で Су-30МКИ を 200 機 運用 中 あ り [29] 、 2018 ま で に 272 機 を 導入 予 定 [30]

インドの旗 イ ン ド ネ シ ア

2 機 の Су-30МК と 9 機 の Су-30МК2 を 運用 中 [31]

ウガンダの旗 ウ ガ ン ダ

6 の Су-30МК2 を 運用 中 [32]

ウガンダの旗 カ ザ フ ス タ ン

2015 年 2 月 4 日 に 購入 を 発 表 (機 数 は 不明) [33] 。 2015 め に 最初 の 4 機 が 納入 れ た [34]

中国

1996 年 か ら ロ シ ア と に 関 す る 協議 を 1999 年 8 に 38 機 を 20 億 で 購入 す 2001 年. 2000 〜 2003 年 間 に 第 1 期 分 と 第 2 期 分合 わ せ て 76 機 の Су-30МКК が ロ シ ア か ら 送 ら た。。
2004 年 8 月 に Су-30МК2 を 900 900

マレーシアの旗 マ レ ー シ ア

18 の Су-30МКМ を 運用 中 [35]

ベネズエラの旗 ベ ネ ズ エ ラ

2006 年 6 月 14 日 に Су-30МК2 の 24 機 の 購入 を 発 表 し 、 中 で あ る [36]

ベネズエラの旗 ベ ト ナ ム

2009 年 1 に は 12 の Су-30МК2 供給 の た め の 契約 を た が [37] 、 後 に 8 に 減少 し た [38] 。 2010 2 月 に は 12 機 [39] 、 同年 7 に は 、 20 の 供給 契約 を 結 ん だ [40] 2013 8 21 日 に は 新 に に 12 に の 供給 契約 を 結 ん だ [41]

ロシアの旗 ロ シ ア

2009 に Су-30М2 を 4 機 契約 し 、 2010 年 に は 試 験 飛行 を 終了 た [42] 。 2012 年 年 は 16 機 が 発 注 さ [43] 。Su-30M2 は Су -27УБ の 不足 を 補 い Су-27СМ / СМ3 の 訓練 機 と し て も 用 い ら れ る [44]
2012 年 に は 2008 年 の グ ル ジ ア 紛争 の 際 Су-30МКИ / МКМ の 試 作 機 が 投入 さ れ て 良好 な 成果 収 め た こ と か ら ら [45] 、 Су-30СМ 12 3月 に さ ら に 30 し ら は 2016 年 ま で に 定 で あ る [46] 。 2016 年 は さ ら に 30 機 以上 調 達契 [47] 。Су-30СМ は 通常 任務 の ほ か 、 複 座 型 が 存在 Су-35С の 訓練 用 と し て も 用 い ら れ る [44]
(航空Версия) が す る Су-24 の 後 継 と し Су-30СМ 50 機 の 納入 い る [48] 契約 は 2013 年 12 に [49] 22 2014日 に 最初 の 3 機 が 引 き 渡 さ た [50] 。 運用 は 2015 年 1 月 よ り 開始 さ れ た [51]
2016 年 12 月 12 日 に は 1 個 飛行 隊 (合計 12) 分 の Су-30СМ が 黒 海 艦隊 航空 隊 へ 配備 [52] 、 2016 12 月 28 日 に 北方 艦隊 航空 隊 へ2 の Су-30СМ が 配備 さ れ て い る [53] 。 2018 年 7 月 2 日 に は 合計 8 機 の Су-30СМ が バ ル ト 艦隊 航空 隊 へ [54]

検 討 中[編 集]

イランの旗 イ ラ ン

МиГ-29 や F-14 と い っ た 航空 機 の 代替 用 に 60 機 の Су-30МК の 購入 を 検 中 中 [55] [56]

イランの旗 ベ ラ ル ー シ

МиГ-29БМ の 後 継 機 と し て 2020 年 以降 に Су-30СМ の 購入 を 検 討 中 中 [57]

仕 様 (Су-27ПУ / Су-30) [編 集]

Szu-30.svg

出典: ス ホ ー イ [58]

諸 元

性能

  • 大 速度: M2.3
  • 航 続 距離: 3000 км 1,620 миль (機 内 燃料 の み)
  • 実 用 上昇 限度: 17,300 кв.м
  • 上昇 率: 230 м / с (45 275 фут / мин)
  • 面 荷重: 401 кг / м 2 (82,3 фунт / фут 2
  • 重量 比: 0,86-1
  • 大 推力 重量 比: 1
  • * 大 耐 G 値 : 9G +

武装 [編 集]

12 個 の ハ ー ド ポ ン ト イ ロ ン を 介 し て ぞ れ 対 応 し 装 を 搭載 可能
  • 中 射程 空 対 空 ミ サ イ ル

参考資料 [編 集]

Показать [Показать]

関 連 項目 [編 集]

外部 リ ン ク [編 集]

,

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *