Kraków 2007-01-02
255 Rozdział 1979-06-04
OKB Mikojan i Guriewicz MiG-23 MF, UB. Polska
Samolot myśliwski o zmiennej geometrii skrzydeł.
Konstrukcja
Konstrukcja MiG-23 MF
Jednomiejscowy, jednosilnikowy naddźwiękowy myśliwiec przechwytujący, zdolny także do wykonania zadań szturmowo-bombowych. Górnopłat o zmiennej geometrii skrzydeł. Główne elementy wytrzymałościowe wykonano ze stali; kadłubowe zbiorniki paliwa, dźwigary skrzydeł i usterzenia, węzły zawieszenia skrzydeł. Ponadto w konstrukcji użyto stopy aluminium i w niewielkim stopniu stopy tytanu, magnezu i kompozyty. Samolot wytrzymuje obciążenie 7g, a przy skosie minimalnym skrzydeł 4,5g.
Skrzydła
Skrzydła składają się z centropłata o skosie krawędzi natarcia wynoszącym 70 stopni i ruchomych części o zmianie kata skosu w granicach od 18 stopni 40 minut do 74 stopni 40 minut. Kąt zaklinowania wynosi 0 stopni, a wznos –4 stopnie. W centropłacie umieszczono integralne zbiorniki paliwa 2 x 90 litrów, anteny urządzeń radiowych, zbiornik tlenu, węzły uzbrojenia oraz mechanizm obrotu skrzydeł. Tylna część centropłata zawiera system uszczelniania połączenie ruchomej i nieruchomej części skrzydeł. Zbudowany jest z zawiasowo montowanych klapek oraz pionowych zasłonek z uszczelnieniami teflonowymi, dociskanymi cięgnami, dźwigniami i siłownikami pneumatycznymi. Części ruchome zamocowane są na sworzniu o dużej średnicy. Ruch zapewnia system hydrauliczny. Konstrukcyjnie posiadają dwa dźwigary i 7 żeber. We wnętrzu są zbiorniki paliwa o pojemności 2 x 215, 2 x 140, 2 x 90 litrów. Skrzydła wyposażono w 4-segmentowe wychylane o kąt 20 stopni noski, o powierzchni 1,32 m kwadratowego. Ich ruch zsynchronizowano z klapami tylnymi. Na górnej powierzchni zamontowano 2-segmentowe przerywacze, o powierzchni 0,6 m kwadratowego, wychylane o kąt 45 stopni przy małym kącie skosu skrzydeł. Na spływie umieszczono 3-segmentowe klapy, o powierzchni 5,9 m kwadratowego, wychylane o 25 stopni przy starcie i 50 stopni przy lądowaniu. Każdy segment podparty jest na dwóch łożyskach, przy czym segmenty końcowe mają tarciowe tłumiki drgań.
Kadłub samolotu
Kadłub technologicznie podzielono na dwie części na wrędze nr 28. W przedniej części 60 % zajmują zbiorniki paliwa. Do wręgi nr 6 znajduje się wyposażenie elektroniczne, głównie stacja radiolokacyjna. Pomiędzy wręgą nr 6, a 12 umieszczono hermetyczną kabina pilota. Do wręg nr 6 i 11 mocowane jest podwozie przednie z siłownikiem. Z kabina pilota umieszczono pozostałe wyposażenie, pod nim opuszczana laweta z działkiem oraz dwa węzły mocowania uzbrojenia. Boczne wloty powietrza do silnika odsunięte są o około 90 mm od kadłuba. Płaszczyzna wlotu powietrza jest pochylona do przodu o 3 stopnie. Przedni klin chwytu powietrza jest nieruchomy. Za nim umieszczono zawiasowo płytę z perforacją do odsysania warstwy przyściennej powietrza. Z nią umieszczono druga płytę także ruchomą, ale z zawiasem z tyłu. Regulację wykonują siłowniki hydrauliczne z układem dźwigni. Hermetyzacje płyt zapewniają pionowe zasłony i teflonowe profile na górze i dole dociskane płaskimi sprężynami. Na kanałach powietrznych umieszczono po dwa dodatkowe wloty powietrza. Wręga nr 14 rozpoczyna zbiornik paliwa nr 1 o pojemności 1 940 litrów, a kończy wręga nr 18, która jednocześnie rozpoczyna zbiornik nr 2 o pojemności 870 litrów, a kończy wręga nr 20. W tym miejscu mocowane są główne elementy siłowe centropłata, podwozie główne i węzeł mocowania zbiornika podwieszanego. Pomiędzy wręgami nr 20 i 22 umieszczono komory podwozia głównego zamykane 4 klapami. Zbiornik paliwa nr 3, o pojemności 740 litrów, zamyka wręga nr 28. Do wręgi nr 25 mocuje się na trzy zaczepy silnik, kolejne okucie centropłata i węzły uzbrojenia. Część ogonowa rozpoczyna się od wręgi nr 28A. Pomiędzy wręgami nr 29, a 30 umieszczono zbiornik paliwa nr 4 o pojemności 470 litrów. Do wręgi nr 31 mocuje się usterzenie, hamulce aerodynamiczne i rurę dopalacza. Hamulce aerodynamiczne, górne o powierzchni po 0,21 m kwadratowego, a dolne po 0,40 m kwadratowego. Wychylane 45 stopni. Za wręgą nr 32 kadłub wykonano z tytanu.
Usterzenie
Usterzenie poziome płytowe o kącie skosu krawędzi natarcia 55 stopni i 40 minut, o powierzchni 6,93 m kwadratowego. Wychylane przy sterowaniu podłużnym o +8,5 stopnia i –24,5 stopnia, a przy sterowaniu poprzecznym o –1 stopień przy skrzydle <57,40 stopni oraz 6,5 stopni >57,40 stopni. Usterzenie ma konstrukcję mieszaną, z przodu klasyczna, nitowana, z tyłu ulowa, klejona. Usterzenie poziome ma rozpiętość 5,51 m. Usterzenie pionowe o skosie 72 stopni 20 minut, o powierzchni łącznie z napływem 7,21 m kwadratowego. Ster wychylany po 25 stopni i powierzchni 0,93 m kwadratowego. Statecznik mocowany jest do wręgi nr 29B i 31. Konstrukcja klasyczna, steru ulowa, klejona. Pod sterem umieszczono zasobnik na spadochron. U dołu składana kierownica aerodynamiczna, o powierzchni 1,42 m kwadratowego. Składanie wykonywane jest w prawo o 90 stopni i jest zsynchronizowane z podwoziem.
Podwozie
Podwozie poruszane hydraulicznie. Awaryjnie wysuwane sprężonym powietrzem. Hamulce pneumatyczne tarczowe. Amortyzatory cieczowo-azotowe. Podwozie przednie typu KT-152 o wymiarach 520 x 120 mm i rozstawie 250 mm, w układzie zestrzałowym. Sterowane hydraulicznie urządzeniem MRK-30 z wychyleniem po 40 stopni. Błotniki. Podwozie główne KT-150 D o wymiarach 840 x 290 mm. Pneumatyki bezdętkowe. Baza podwozia wynosi 5,812 m, rozstaw 2,86 m.
Fotel katapultowy.
Fotel wyrzucany typu KM-1M, o masie 135 kg, klasy 0-130. Ograniczenia to prędkość maksymalna do 1 200 km/h i pułap 20 000 m. Fotel w pierwszej fazie wyrzuca pironabój, a po przesunięciu o 0,82 m włącza się silnik rakietowy działający przez 0,38 sekund i odrzuca fotel o około 45 m od toru lotu samolotu. Następnie otwiera się spadochron stabilizujący o powierzchni 0,1 m kwadratowego. Potem w zależności od pułapu drugi o powierzchni 2 m kwadratowych. Na wysokości mniejszej niż 3 000 m otwiera się spadochron główny o powierzchni 54 m kwadratowego. Opadanie < 6 m/s. Przy katapultowaniu na wysokości 0 m spadochron główny otwiera się na wysokości > 25 m. Fotelem steruje urządzenie KAP-4/425. Przy fotelu jest zasobnik awaryjny NAZ-7 w wariancie morskim, pustynnym lub północnym. Zawiera żywność, środki sygnalizacji, łączności, apteczkę, łódkę MŁAS-1 ( polską LŁR ), wyposażenie terenowe.
Wyposażenie kabiny.
Nad tablicą przyrządów umieszczono wyświetlacz przezierny systemu SEI pokazujący dane nawigacyjne i parametry celowania. Po lewej stronie tablicy od góry; wskaźnik kątów natarcia UUA-1, wskaźnik przeciążeń AM-10 K, prędkościomierz prędkości przyrządowej US-1600 K, wysokościomierz barometryczny WDI-30 K, prędkościomierz prędkości rzeczywistej i liczby Macha USM-1 K, wskaźnik pilotażowy KPP ( wypełnia funkcje sztucznego horyzontu i wskazuje odchylenie od nakazanej trajektorii lotu ), przyrząd nawigacyjny NPP ( wskazuje kurs, kąty radiolatarni, położenie względem ścieżki schodzenia i inne ), przyrząd DA-200 ( dubluje sztuczny horyzont, jest wariometrem, chyłomierzem i zakrętomierzem ), zegar. Po prawej umieszczono; wskaźnik położenia klinów UPK-1 M, wskaźnik położenia skrzydeł ISK-1, obrotomierz ITE-2, temperatura za turbiną ITG-1, zużycie paliwa RTST-50 B, radiowysokościomierz RW-4. W centrum umieszczono; przełącznik uzbrojenia, woltomierz, zestaw ciśnieniomierzy. Na prawej burcie; przełączniki urządzeń pokładowych. Na lewej burcie; dźwignia skosu skrzydeł, przycisk sterowania klapami, wciąganie i wypuszczanie podwozia, obsługa radiostacji.
Silnik
Dwuprzepływowy, turboodrzutowy R-29-300 izdielienie 55, o ciągu 1 x 81,40 kN, a z dopalaniem 1 x 120,0 kN. Długość silnika 4 991 mm, średnica na wysokości sprężarki 846 mm, a na wysokości komory spalania 922 mm. Maksymalna temperatura gazów za turbiną wynosi 1 000 stopni Celsjusza. Masa silnika 1 222 kg. Składa się z; 5-stopni niskiego ciśnienia, ( 1 i 2 stopień wykonano z tytanu, pozostałe ze stali żarowytrzymałej ), 6-stopni wysokiego ciśnienia, o stopniu sprężania 13:1, pierścieniowa komora spalania z 18 wtryskiwaczami, 1-turbina wysokiego ciśnienia, 1-turbina niskiego ciśnienia, dopalacz o długości około 1,5 m z trzema rzędami wtryskiwaczy. Silnik kończy regulowana dysza zbudowana z 18 klapek poruszanych hydraulicznie. Uruchamianie silnika na ziemi turborozrusznikiem TS-21.
Paliwo nafta T-1, TS-1, RT. Olej IPM-10 lub syntetyczny WNII-50. Jednostkowe zużycie paliwa 0,9 – 1,2 kg/daN/h, z dopalaniem 1,5 – 2,0 kg/daN/h. Resurs silnika wynosi 900 – 1500 godzin w zależności od serii produkcyjnej. Okres międzyremontowy 350 – 450 godzin.
Instalacje
Paliwowa – spełnia także rolę wyważenia samolotu i chłodziwa niektórych urządzeń. W podstawowym wariancie samolot zabiera 4 800 litrów paliwa. Można podwiesić dodatkowe zbiorniki 3 x 800 litrów. Tankowanie ciśnieniowe lub grawitacyjne.
Elektryczna – prądu stałego 28 V, zmiennego 208, 115 i 36 V oraz częstotliwości 400 Hz jedno- i trój-fazowego. Prądnice, zestaw akumulatorów. Dwa reflektory do kołowania i lądowania, światła pozycyjne.
Pneumatyczna – dwa obwody zasadniczy i awaryjny. Hamuje koła, uszczelnia przejście skrzydło-kadłub, wentyluje przedział wyposażenia, wentyluje i uszczelnia kabinę, wypuszcza i odrzuca spadochron hamujący, awaryjne wyłącza niektóre systemy. Awaryjny wypuszcza awaryjnie podwozie i chowa kierownicę podkadłubową.
Hydrauliczna – dwa niezależne obwody, zasadniczy i wspomagający. Chowa i wypuszcza podwozie łącznie z podkadłubową kierownicą, steruje podwoziem przednim, wlotami powietrza, powierzchniami sterowymi, wprawia w ruch dwa hydrosilniki obrotu skrzydeł.
Wyposażenie MiG-23 MF
System łączności – 120 kanałowa radiostacja R-832 M w zakresach UKF i UHF, radiostacja awaryjna R-855 UM, system SMU-7 do łączności pilota z technikami.
System nawigacji i lądowania – system pozwala na lot po zaprogramowanej trasie i automatycznie podejść do lądowania, system bliskiej nawigacji RSBN-6 S, radiowysokościomierz małych wysokości RW-4 o zakresie od 0 m do 1 500 m, kompas automatyczny ARK-15 M, odbiornik znaczników MRP-56 M.
System rozpoznania i ostrzegania – układ aktywnego zapytania i odpowiedzi SRZO-2, system ostrzegania o promieniowaniu SPO-10 ( pokazuje kierunek i moment przechwycenia przez przeciwnika, układ aktywnej odpowiedzi SO-69.
Sterowanie uzbrojeniem – stacja radiolokacyjna Szafir s-23 z analogowym wylicznikiem AWM-23, celownik optyczny ASP-23 D, termonamiernik TP-23-1. Sytuacja jest obrazowana na wyświetlaczu SIE ( sistiema jedinoj indikacji ). Wyszukuje cele, przygotowuje dane dla k.p.r., wylicza poprawki dla działka i n.p.r., podświetla cele.
Uzbrojenie MiG-23 MF
Samolot wyposażono w 5 węzłów podwieszeń. 3 pod kadłubem i 2 pod nieruchomymi częściami skrzydeł. Środkowy węzeł służy jedynie do podwieszania zbiornika paliwa. W 90-tych latach polskie samoloty wyposażono w ruchome węzły pod ruchomymi częściami skrzydeł w liczbie 2 sztuk. Służą one jedynie do podwieszenia zbiorników paliwa lub zasobników z n.p.r.
Dwulufowe działko Nudelman-Richter GSz-23 Ł, kal. 23 mm, 200 naboi.
k.p.r. klasy p-p, po 2 sztuki; R-3 S, R-3 R, R-13 M, R-55 na wyrzutniach APU-68 E; 4-6 sztuk; R-60 M, R-60 MK na wyrzutniach APU-60 IM lub podwójnych IIM, R-23 R, R-23 T na wyrzutniach APU-23 M. Klasy p-z, po 2 sztuki; H-23 M na wyrzutniach APU-13 MT, H-23 M na wyrzutniach APU-68 E.
n.p.r. S-5-M 1, -K 1, -MO, -KO, -P, -S, -O, -I, KPM, w zasobnikach UB-32A lub UB-16 oraz S-24 B o masie 235 kg na wyrzutniach APU-68 E.
Bomby o wagomiarze do 500 kg. Np. 16 x OFAB-100, 6 x FAB-250, 4 x FAB-500. Zbiorniki zapalające 2 x ZB-500. Wszystko na belkach BD 3-60-23 F 1-Ł 1, MD 2-67 U lub inne.
Dane T-T samolotu MiG-23 MF:
Rozpiętość od 7,779 m do 13,965 m. Długość 17,18 m. Wysokość 4,82 m. Powierzchnia nośna od 34,16 m2 do 37,27 m2. Masa własna 10 845 kg. Masa całkowita 15 750 kg. Masa maksymalna 18 270 kg. Masa do lądowania 12 000 kg. Masa uzbrojenia 4 000 kg. Masa paliwa 4 800 litrów + 3 x 800 litrów. Prędkość maksymalna 2 445 km/h na 12 500 m. Prędkość maksymalna Ma-2,35. Prędkość maksymalna 1 350 km/h na 0 m. Wznoszenie 7 min na wysokość 15 000 m. Prędkość przelotowa 940 km/h. Prędkość lądowania 255 km/h. Zasięg maksymalny 2 500 km. Pułap operacyjny 17 500 m. Rozbieg podczas startu 580 – 825 m. Dobieg podczas lądowania 1 225 m.
Opracował Karol Placha Hetman