MiG-29 - na lotnisku w Krzesinach
 

 

MiG-29 (wersja 9-12) - jest jednomiejscowym, dwusilnikowym, naddźwiękowym samolotem myśliwskim. Początki historii MiGa-29 sięgają końca lat 60 kiedy w to w byłym ZSRR ruszyły pierwsze prace nad nową - trzecią generacją samolotów myśliwskich. Prace prowadzone równolegle w kilku biurach konstrukcyjnych pozostawały pod dużym wpływem informacji zza oceanu o koncepcji i osiągach projektowanych i wdrażanych wtedy myśliwców amerykańskich, zwłaszcza F-X (przyszłego F-15). W myśl koncepcji konstruktorów OKB Mikojana, miał to być ciężki myśliwiec - odpowiednik amerykańskiego F-15, który swoją konfiguracją nawiązywał do układu MiGa-25.

Pierwsze, oficjalne wymagania wobec nowego samolotu, określanego roboczo jako perspektywiczny myśliwiec frontowy "PFI" (od ros. Pierspiektiwnyj Frontowoj Istriebitiel) Dowództwo Sił Powietrznych ZSRR sformułowało w 1971 r. W trakcie prac program oczywiście ewaluował jednak już w niecały rok po przedstawieniu pierwszych wymagań zaczął przekształcać się zasadniczo - w dwa równoległe programy tzn. ciężkiego samolotu myśliwskiego przewagi powietrznej oraz lekkiego myśliwca frontowego zbudowanych z zastosowaniem koncepcji tzw. integralnego układu aerodynamicznego. (W tym samym, 1972 roku, USAF ogłosiły konkurs na lekki myśliwiec jako tanie uzupełnienie ciężkiego F-15). Po gruntownej analizie zasadności takiego podziału i przedstawionych opracowań w 1973 r. ostatecznie zdecydowano o podziale programu PFI.

Z przedstawionych propozycji do realizacji skierowano projekty myśliwców w układzie integralnym: T-10 - ciężkiego myśliwca OKB Suchoja oraz MiG-29D - lekkiego samolotu OKB Mikojana. Kształt samolotu Mikojana - projektu 9-11 po wielu zmianach, dotyczących głównie konfiguracji wyposażenia radioelektronicznego i uzbrojenia, dopracowano dopiero w 1975 r. by w roku następnym zacząć wytwarzanie elementów prototypu. Jego oblotu, 6 października 1977 r. dokonał szef pilotów doświadczalnych OKB Mikojana Aleksandr Fiedotow. Próby samolotu prowadzono od 1977 roku, łącznie na 14 prototypach i samolotach przedseryjnych. W 1983 r. zakończono próby państwowe MiG-29 i rozpoczęto produkcję pierwszej partii seryjnej. Ostatecznie samolot MiG-29, wersja 9-12, oficjalnie został przyjęty do uzbrojenia w roku 1987.

Układ aerodynamiczny

MiG-29 został zaprojektowany w układzie klasycznym tj. z usterzeniem za skrzydłem, realizując koncepcję tzw. integralnego układu aerodynamicznego ze skrzydłem pasmowym, w której płatowiec samolotu z szerokim kadłubem nośnym i przykadłubowymi częściami skrzydeł - napływami stanowi jednolitą całość. Skrzydło pasmowe MiG-29 składa się z dwóch części tj. podstawowej (zewnętrznej) o obrysie trapezowym z prostą krawędzią natarcia o skosie 42O, oraz części pomocniczej - napływów o obrysie krzywoliniowym z krawędzią przednią o skosie 73O30'. Wyposażono je w trójsekcyjne klapy przednie rozmieszczone na prawie całej długości krawędzi natarcia oraz pływające, jednoszczelinowe klapy tylne i lotki na krawędzi spływu. W skrzydle pasmowym przykadłubowe napływy wytwarzają wir, który zwiększa energię opływających skrzydło strug powietrza i powoduje, że lepiej przylegają one do górnej powierzchni a oderwanie strug następuje przy większej wartości kąta natarcia niż przy klasycznym skrzydle trapezowym. Dzięki temu skrzydło pasmowe umożliwia uzyskanie większych przyrostów siły nośnej przy mniejszej powierzchni i wydłużeniu skrzydła dając tym samym zysk na masie płatowca i wytrzymałości konstrukcji. Usterzenie samolotu składa się z płytowych stateczników poziomych i zdwojonego usterzenia pionowego z podziałem na statecznik i ster kierunku. Usterzenie rozmieszczono po bokach gondol silnikowych na przedłużeniach zewnętrznych części napływów skrzydeł.

Układ sterowania

MiG-29 posiada klasyczny, mechaniczny układ sterowania z bezzwrotnymi wzmacniaczami hydraulicznymi i mechanizmem sztucznego obciążenia organów sterowania W układ włączono system automatycznego sterowania SAU-451 działający w trzech kanałach, który poprawia komfort pilotowania zapewniając tłumienie krótkotrwałych wahań samolotu, ustatecznienie w kanale podłużnym oraz równoważenie momentów pochylających przy wypuszczeniu klap przednich. W układzie starowania znalazł się również aktywny system zapobiegania przeciągnięciu SOS-3M, który przy określonych kątach natarcia automatycznie wychyla klapy przednie oraz po osiągnięciu maksymalnego kąta natarcia "ostrzegawczo" odchyla drążek sterowy od siebie. System SAU sprzęgnięto z systemem nawigacyjnym samolotu co pozwala na automatyczne wykonywanie niektórych zadań jak przelot po zaprogramowanej trasie, podejście do lądowania, wykonanie kręgu nad lotniskiem itp.

Układ napędowy

W przyjętej koncepcji integralnego układu aerodynamicznego zespół napędowy i układ doprowadzenia powietrza do silników rozmieszczono w dwóch oddzielnych gondolach silnikowych rozsuniętych na boki. Zespół napędowy składa się z dwóch dwuwałowych, dwuprzepływowych silników turboodrzutowych konstrukcji Izotowa typu RD-33. Silniki mają mały stopień dwuprzepływowości równy 0,475. Sprężarka niskiego ciśnienia (wentylator) - jest czterostopniowa, sprężarka wysokiego ciśnienia - dziewięciostopniowa, osiowa z dwoma stopniami kierownic. Sumaryczny spręż kompresora wynosi 21,5 przy przepływie 76,9 kg/s. Komora spalania - pierścieniowa, przelotowa, z 24 wtryskiwaczami. Turbina dwustopniowa - jeden stopień wysokiego ciśnienia z chłodzonymi kierownicami i łopatkami oraz nie chłodzona turbina wentylatora. Temperatura gazów przed turbiną sięga 1525OK (1650OK w locie). Silniki wyposażone są w naddźwiękowe regulowane dysze wylotowe. Dla zapewnienia statecznej pracy we wszystkich zakresach lotu wejściowe wieńce kierujące dwóch pierwszych stopni wentylatora mają regulowane kąty natarcia łopatek. Silnik posiada rozbudowany elektrohydrauliczny system sterowania z analogowym regulatorem-ogranicznikiem BPR-88, regulującym m.in. temperaturę, obroty, ilość paliwa, przekrój dyszy wylotowej, na podstawie danych zewnętrznych i wewnętrznych silnika. Ponadto zastosowano instalację przeciwpompażową automatycznie wyprowadzającą silnik z zakresów niestatecznej pracy sprężarki, instalację automatycznego rozruchu silników w czasie lotu oraz rozbudowaną automatykę. Silniki na zakresie maksymalnym rozwijają ciąg 49,4 kN każdy, a na zakresie dopalania ciąg wynosi od 54,9 kN do 81,4 kN odpowiednio dla minimalnego i pełnego dopalania.

Zużycie paliwa przy pracy bez dopalania wynosi od 0,79 do 0,95 kg/daN/h, a z pełnym dopalaniem 1,96 do 2,01 kg/daN/h. Silniki RD-33 przy powyższych osiągach charakteryzują się stosunkowo dobrymi parametrami gabarytowo-masowymi i dynamicznymi. Długość silnika 4260 mm, średnica maksymalna 1000 mm, średnica wlotu 750 mm, masa silnika suchego 1055 kg. Zmiany zakresów pracy silnika następują dość szybko np. przejście od zakresu obrotów minimalnych do maksymalnych następuje w czasie ok. 3-5 s dzięki czemu MiG-29 charakteryzuje się wyjątkowo dobrymi charakterystykami rozpędzania. Rozkręcenie wirników silników przy rozruchu na ziemi zapewnia turbinowy starter-energoblok GTDE-117, który jest jednocześnie źródłem zasilania w energię elektryczną i może być wykorzystywany do zasilania urządzeń pokładowych energią elektryczną np. przy sprawdzaniu urządzeń pokładowych w warunkach polowych przy wyłączonych silnikach RD-33. Powietrze do silników doprowadzane jest poprzez zespół wlotów powietrza, który składa się z dwóch wlotów głównych o przekroju prostokątnym umieszczonych pod napływami skrzydeł oraz dwóch dodatkowych chwytów powietrza umieszczonych na górnej powierzchni napływów. Główne wloty powietrza - naddźwiękowe, o przekroju prostokątnym, ścięte ku dołowi wyposażono w układ płyt regulujących przepływ powietrza dla zapewnienia statecznej pracy zespołu napędowego we wszystkich fazach lotu. Położenie płyt regulujących wlotów głównych sterowane jest przez dwa oddzielne urządzenia automatyczne i zależne jest od warunków lotu, a ustalane wg 3 programów. Górne krawędzie wlotów odsunięte są od powierzchni napływów o 57-63 mm dla odseparowania warstwy przyściennej.

W celu zapobieżenia zasysaniu ciał obcych z powierzchni lotniska w czasie kołowania oraz startu i dobiegu (przy prędkościach do 200 km/h) główne wloty powietrza są zamykane przez przednie płyty regulujące. Powietrze do silników doprowadzane jest wtedy przez zespół dwóch dodatkowych wlotów z żaluzjami umieszczonych w napływach skrzydeł. Paliwem do silników jest nafta lotnicza różnych marek np. T-1, TS-1, Jett-A. Zapas paliwa rozmieszczono w pięciu zbiornikach wewnętrznych w kadłubie-centropłacie i dwóch zbiornikach w kesonach skrzydeł. Łączna eksploatacyjna pojemność zbiorników wewnętrznych wynosi 4300 l. Samolot można wyposażyć w jeden podwieszany zbiornik dodatkowy o pojemności eksploatacyjnej 1500 l. Zbiornik podwiesza się pomiędzy gondolami silników i może być w czasie lotu odrzucony.


 

 

 

 

Konstrukcja

Konstrukcja samolotu jest metalowa z niewielkim udziałem materiałów kompozytowych. Zastosowane materiały konstrukcyjne to stopy aluminium (durale i litale) i magnezu, stale stopowe i tytan oraz kompozyty zbrojone włóknami szklanymi i węglowymi. Podstawowa struktura płatowca wykonana jest w układzie półskorupowym. W elementach sterowych powierzchni aerodynamicznych zastosowano płyty klejone z wypełniaczem ulowym. Owiewki anten urządzeń radioelektronicznych wykonano z materiałów niemetalowych przepuszczających promieniowanie radiowe.

Kadłub samolotu ma konstrukcję półskorupową o zmiennym przekroju i składa się z 10 wręg, pokrycia i podłużnic usztywniających. W pokryciu wykonano szereg wzierników umożliwiających dostęp do agregatów i aparatury zabudowanej na samolocie. Kadłub zasadniczo dzieli się na cztery części: przednią - od wysięgnika rurki Pitot'a do wręgi nr 4, część środkową z centropłatem - pomiędzy wręgami nr 4 i 7, część tylną - między wręgami 7 i 8 oraz końcówkę kadłuba - od wręgi nr 8 do 10. Przód kadłuba wykonano w postaci stożkowej osłony z materiału przepuszczającego promieniowanie radiowe, pod którą umieszczony jest blok antenowy stacji radiolokacyjnej. Z przodu osłony, na wysięgniku, zamontowany jest nadajnik danych aerodynamicznych - rurka Pitot'a. Za blokiem antenowym stacji radiolokacyjnej znajduje się przedni przedział wyposażenia. Dalej, w przedziale ciśnieniowym - pomiędzy wręgami nr 1 i 2, umieszczono hermetyczną kabinę pilota. Z lewej strony kabiny, u nasady napływu skrzydła zamontowano działko pokładowe z systemem otworów wentylacyjnych i osłoną termiczną z blachy żaroodpornej. Napływy skrzydeł, powiązane są strukturalnie i funkcjonalnie z kadłubem.

W napływach, poza działkiem i dodatkowymi chwytami powietrza znajdują się bloki niektórych urządzeń awionicznych, układ klimatyzacji kabiny oraz anteny urządzeń radioelektronicznych osłonięte owiewkami z materiału dielektrycznego. Za kabiną pilota, umieszczono dwa kolejne przedziały wyposażenia, a pod nimi komorę podwozia przedniego oraz wnękę skrzynki amunicyjnej działka pokładowego.

W zasadniczej - środkowej części kadłuba i centropłacie znajdują się trzy zbiorniki paliwa Nr 1, 2, i 3 o pojemności odpowiednio 650, 870 i 1810 litrów. Zbiornik nr 3 jest konstrukcją integralną, spawaną wiązką elektronów w osłonie argonu i jest p odstawowym elementem siłowym kadłuba, przenoszącym obciążenia od skrzydeł, silników i podwozia głównego. Na nim znajdują się główne węzły mocowania skrzydeł i goleni podwozia. Poniżej, na zewnątrz kanałów dolotowych powietrza do silnika, umieszczono komory podwozia głównego. Środkowa część kadłuba zakończona jest wręgą nr 7 z węzłami mocowania silników i tylnymi węzłami mocowania skrzydeł.

Tylna część kadłuba - pomiędzy wręgami 7 i 8, tu umieszczone są silniki RD-33, zamontowano je pod kątem - 4° w stosunku do poziomej osi konstrukcyjnej samolotu oraz rozsunięto na boki na kąt 1,5°. Nad silnikami i pomiędzy nimi umieszczono agregaty silnikowe, agregaty układu paliwowego, zbiorniki oleju i agregaty turbostartera GTDE-117. W tylnej części znajdują się też dwa, symetrycznie rozmieszczone zbiorniki paliwa Nr 3a o pojemności po 165 l. W końcówce kadłuba znajduje się zespół dwuczęściowych hamulców aerodynamicznych o łącznej powierzchni 1.52 m2 wraz z siłownikami zamontowanymi na wrędze nr 9 na której znajdują się też tylne węzły mocowania silnika. Kadłub zakończony jest zasobnikiem spadochronu hamującego. Spadochron o powierzchni 17 m2, może być używany przy prędkości do 320 km/h.

Skrzydła mają konstrukcję trójdźwigarową z dwoma dźwigarami pomocniczymi. Wzdłuż dźwigarów głównych, wykonanych z tytanu, rozmieszczono okucia węzłów podwieszania uzbrojenia. Skrzydło zawiera 16 żeber i zakończone jest nieruchomą końcówką wykonaną w części przedniej i spływowej z kompozytów węglowych. W centralnej części skrzydeł znajdują się integralne zbiorniki paliwa o pojemności 330 l każdy. Na krawędzi natarcia skrzydła znajdują się trójsekcyjne klapy przednie o powierzchni 2,35 m2 i kącie wychylenia 20° (do dołu). Na krawędzi spływu znajdują się klapy oraz lotki. Klapy o r ozpiętości 1,9 m (każda) i łącznej powierzchni 2,84 m2 wychylane są na kąt 25° a lotki o powierzchni 1,45 m2 mogą być wychylane na kąty ą20O od położenia neutralnego Usterzenie poziome, płytowe, jednodźwigarowe, konstrukcji półskorupowej metalowej, z szesnastoma żebrami i układem podłużnic w części przedniej oraz strukturze przekładkowej, z wypełniaczem typu plaster miodu i powłokami z kompozytu węglowego w części spływowej. Kąt skosu krawędzi natarcia usterzenia równy jest 50°, powierzchnia 7,05 m2, rozpiętość 7,78 m. Usterzenie poziome wychylane jest za pomocą układu mechanicznego ze wspomaganiem hydraulicznym. Kąt wychylenia usterzenia wynosi 15° do góry i 35° w dół przy starcie i lądowaniu, 5°45' do góry i 17°45' w dół w locie. Dla wspomagania sterowania poprzecznego usterzenie może być wychylane różnicowo przy zamkniętych klapach przednich.

Usterzenie pionowe, zdwojone podzielone na statecznik i ster kierunku. Kąt skosu krawędzi natarcia statecznika wynosi 47°30'. Stateczniki rozchylone są na boki, na zewnątrz na kąt 6°. Statecznik, o konstrukcji dwudźwigarowej, składa się z duralowej części noskowej, głównego kesonu z powłoką z kompozytu węglowego oraz części tylnej z dźwigarkiem pomocniczym, osłaniającej cięgła i wzmacniacze układu sterowania. Kompozytowa końcówka statecznika zawiera zespół anten urządzeń radioelektronicznych. Ster kierunku o konstrukcji przekładkowej ma powierzchnię 0,62 m2, zakres wychyleń +-20°. Dolną część usterzenia stanowi płetwa ustateczniająca. Znajdują się w niej mechanizmy sterowania usterzeniem z cięgnami, wzmacniaczami hydraulicznymi i układem sztucznego obciążenia organów sterowania. Jej przedłużeniem są grzebienie aerodynamiczne na górnej części centropłata, w których zamontowano w yrzutniki ładunków zakłócających.

Podwozie trójpodporowe, chowane. Podwozie przednie typu zastrzałowego, z amortyzacją lejowo-powietrzną, wyposażone jest w dwa hamowane koła KT-100 o wymiarach 570 x 140 i rozstawie 296 mm, osłonięte ażurowym błotnikiem. Sterownie odbywa się w dwóch zakresach: +-8° przy starcie lądowaniu oraz ą30O przy manewrach na ziemi. Podwozie chowane jest do tyłu przy pomocy siłownika, który jest elementem konstrukcyjnym zastrzału. Osłony podwozia są trójelementowe - dwie osłony główne i jedna dodatkowa osłaniająca z astrzał-siłownik. Podwozie główne z amortyzacją olejowo-powietrzną, wyposażone jest w bezdętkowe koła KT-150 o wymiarach 840 x 290, z hamulcami chłodzonymi powietrzem. Niesymetryczne hamowanie kół podwozia głównego służy do wspomagania sterowania samolotu na ziemi. Podwozie chowane jest i wypuszczane z pomocą siłowników hydraulicznych skośnie do przodu przy czym koła zajmują pozycję poziomą. Wnęki podwozia zamykane są trójelementowymi osłonami. Baza podwozia wynosi 3645 mm a rozstaw kół głównych 3100 mm.



 
 
 
 
 

 

 

 

 

Awionika i możliwości bojowe

System awioniczny samolotu - jego strukturę i skład podporządkowano i dobrano do rodzaju podstawowych zadań, które w założeniach miał wykonywać myśliwiec frontowy MiG-29 tj. zwalczanie samolotów przeciwnika i osłona własnych wojsk przed atakami lotnictwa w strefie przyfrontowej i nad linią frontu, przede wszystkim w walkach powietrznych na bliskich odległościach. Całość systemu, określana w nomenklaturze rosyjskiej jako System Sterowania Uzbrojeniem SUW-29 składa się z wielu urządzeń funkcjonalnie ze sobą powiązanych i tworzących dwa główne podsystemy - kompleksy: radiolokacyjny kompleks celowniczy RŁPK-29 (Radiołokacjonnyj Pricelnyj Kompleks) oraz optoelektroniczny kompleks nawigacyjno-celowniczy OEPrNK-29 (Opticzno-Elektronnyj Pricelno Nawigacjonnyj Kompleks).

Główne elementy kompleksu RŁPK-29 to stacja radiolokacyjna N019 "Rubin" oraz sterująca jej pracą maszyna cyfrowa serii C100. Stacja radiolokacyjna (często zwana też celownikiem radiolokacyjnym) zastała skonstruowana w moskiewskim instytucie naukowo-badawczym NII Radiostrojenia koncernu Fazotron. N019 oraz radar N001 "Miecz" z Su-27, był pierwszym w ZSRR celownikiem radiolokacyjnym umożliwiającym zwalczanie niskolecących celów powietrznych na kursach spotkaniowych oraz w pościgu. N019 jest radarem impulsowo-dopplerowskim, w którym wykrywanie celów opiera się na wydzieleniu dopplerowskiego przesunięcia częstotliwości sygnału odbitego od poruszającego się obiektu. Stacja, w zależności od zakresu, pracuje z dużą i średnią częstotliwością powtarzania impulsów w typowym dla celowników radiolokacyjnych paśmie częstotliwości X (8-12 GHz). Ponieważ zakładano, że przy wykonywaniu swoich zadań MiGi-29 będą operować w przestrzeni powietrznej, w zasięgu naziemnego systemu wykrywania i dowodzenia lotnictwem, dlatego też działanie RŁPK-29 powiązano z pracą takiego systemu (np. Wozduch-1M). System ten miał zapewniać wczesne wykrycie celu oraz umożliwiać wstępne półautomatyczne naprowadzanie samolotu na wskazany cel powietrzny z przekazywaniem danych o celu na pokład myśliwca za pomocą aparatury radioliniowej. Informacje o parametrach ruchu celu przyjmowane przez pokładową aparaturę E502 "Biriuza" zobrazowywane są w kabinie MiG-29 na wskaźnikach pilotażowo-nawigacyjnych jako dyrektywne komendy dla pilota - kurs, wysokość prędkość, których wykonanie miało zapewniać wyprowadzenie samolotu myśliwskiego na pozycję dogodną do przechwycenia celu przez pokładowe urządzenia lokacyjne - w pierwszej kolejności jego kompleks radiolokacyjny.

RŁPK-29 działa w 4 podstawowych zakresach wykrywania:

  • "W" - "Spotkanie - od ros. "Wstriecza",

  • "D" - Pościg - od ros. "Dogon",

  • "AWT" - Automat - od ros. "Awtomat"

  • "BB" - Bliska walka powietrzna - od ros. "Bliżnij Boj",

oraz w zakresie przechwycenia i automatycznego śledzenia celu. Dwa pierwsze zakresy są (mogą być) wspomagane dodatkowym podzakresem "SNP" - Śledzenie na przejściu - od ros. Sljeżenije Na Prachodje". Zakresy "Spotkanie" i "Pościg" umożliwiają wykrywanie celów powietrznych przy naprowadzaniu myśliwca odpowiednio w przedniej i tylnej półsferze celu. W zakresie "Spotkanie" stacja radiolokacyjna zapewnia wykrycie obiektów powietrznych o wielkości samolotu myśliwskiego (SPO=3m2) na kursach spotkaniowych pod sylwetką 0/4-1/4 na dystansie 50-70 km w przestrzeni swobodnej oraz ok. 40-60 km lecących na tle ziemi lub wody. W zakresie "Pościg" odległości wykrycia spadają dość znacznie i wynoszą w podobnych jak wyżej warunkach 25-35 km oraz 20-35 km dla obiektów lecących na tle ziemi lub wody. Odległości na których stacja może przejść na zakres przechwycenia i automatycznego śledzenia są, dla obu zakresów, o ok. 10 i 5 km mniejsze. Wybór zakresu pracy zależy od kierunku naprowadzania myśliwca na dany cel powietrzny i wybierany jest na komendę z ziemi. Przy braku wstępnej informacji o kierunku ruchu celu w stosunku do myśliwca wybierany jest zakres "Automat", który zapewnia wykrycie celu powietrznego lecącego zarówno na kursach spotkaniowych jak i przecinająco-zbieżnych przy czym odległości wykrycia odpowiadają tym w zakresach "W" i "D" w zależności od kierunku ruchu celu. Pracując na powyższych zakresach stacja umożliwia wykrywanie obiektów poruszających się z prędkościami od 210-230 km/h do 2300-2500 km/h i lecących na pułapie od 30 do 23000 m, z przewyższeniem do 10 km lub przeniżeniem do 6 km w stosunku do pułapu lotu myśliwca. Wielkość obserwowanej przez rls przestrzeni przy poszukiwaniu celów na w/w zakresach jest uzależniona od odległości do celu, kierunku ataku oraz tego czy naprowadzanie odbywa się przy współdziałaniu z systemem naziemnym poprzez radiolinię E502 czy głosowo i wynosi 30÷50o w azymucie oraz 12÷16o w elewacji w 4 lub 6 liniach. Czas jednego cyklu przeszukiwania zależy od wielkości strefy oraz zakresu pracy i wynosi 2,5÷4 s. Przy współdziałaniu z s ystemem naziemnym RŁPK-29 otrzymuje informacje o kierunku i odległości do celu i według nich wstępnie nakierowuje strefę obserwacji rls, a po osiągnięciu odległości na której możliwe jest już wykrycie celu przez N019 automatycznie włącza promieniowanie stacji. Przy takich założeniach i prawidłowym działaniu całości systemu znacznik celu na wskaźniku powinien pojawiać się na ekranie na odległości i kierunku zgodnych z danymi z ziemi. Miało to być swojego rodzaju dodatkowym zabezpieczeniem przeciwzakłóceniowym na wypadek stosowania środków WRE przez przechwytywany cel.

W zakresie "Bliska walka powietrzna" stacja N019 działa w strefie odległości do 10 km i przeszukuje przestrzeń dwoma pionowymi liniami w sektorze od -15 do + 37O od osi podłużnej samolotu. Zakres ten jest wykorzystywany przy wzrokowej widzialności celu w walce na bliskich odległościach.

Przy pracy w zakresach poszukiwania identyfikację celu w systemie swój-obcy (zobrazowanie znacznika "swój") zapewniają, współpracujące ze stacją radiolokacyjną urządzenia IFF typu SRZO-2 i/lub nowsze systemu "Parol".

Po wykryciu obiektu lub obiektów powietrznych pilot przełącza stację na zakres przechwycenia i automatycznego śledzenia wskazanego celu, w którym to zakresie rls śledzi dany obiekt określając jego parametry przestrzenne - odległość, prędkość, wysokość lotu, namiar oraz prędkość zbliżania. Jednocześnie maszyna cyfrowa sterująca pracą stacji automatycznie wypracowuje dane do użycia uzbrojenia. Zakres kątowy śledzenia obiektów to +-65o w azymucie oraz od -36o do + 56o w elewacji.

Podzakres "SNP" (Śledzenie na przejściu), może być użyty w zakresach "Spotkanie" oraz "Pościg" przy czym stacja automatycznie określa (wstępnie śledzi) dane maksymalnie 10 obiektów powietrznych, z których jeden, określany z pomocą specjalnych algorytmów jako najgroźniejszy, jest samoczynnie oznaczany i wskazywany pilotowi. Dla tego obiektu-celu wypracowywane są dane do odpalenia rakiet i po zbliżeniu na dystans w zakresie maksymalnej dozwolonej odległości odpalenia pocisków stacja automatycznie przechodzi na zakres przechwycenia i śledzenia. Drugi z kompleksów MiGa - OEPrNK-29 stanowi zasadniczy trzon systemu awioniki MiGa-29 i obejmuje następujące podsystemy i urządzenia: optoelektroniczny układ celowniczy OEPS-29, system nawigacyjny SN-29, układ sterowania bronią SUO-29, system zobrazowania informacji SJeI-31, maszynę cyfrową serii C100, urządzenie fotokontrolne FKU oraz bloki wej/wyj, sterowania, komutacji i rozdziału sygnałów.

OEPrNK-29 pracuje w zakresach ściśle bojowych działając autonomicznie jak i we współdziałaniu z RŁPK-29 oraz realizuje zadania nawigacyjne przy współpracy z pokładowym wyposażeniem radionawigacyjnym. OEPrNK zabezpiecza również przekazywanie i wyświetlanie na wskaźnikach systemu zobrazowania SJeI-31 informacji celowniczo-nawigacyjnych z kompleksów RŁPK-29 i OEPS-29 oraz systemu nawigacji SN-29. Dane wyświetlane są na wskaźniku przeziernym IŁS (z ros. Indikator Łobowowo Stiekła) czyli popularnym wskaźniku HUD i monitorze ekranowym IPW (z ros. Indikator Priamowo Widienia) zamontowanym z prawej strony, u góry tablicy przyrządów

W bojowych zakresach pracy OEPrNK - tj.: "TP", "BB", "SZLEM", "OPT", "KBR", kompleks umożliwia:

  • poszukiwanie, wykrywanie i śledzenie termokontrastowych celów powietrznych przy pomocy termonamiernika;

  • laserowy pomiar odległości do celów powietrznych oraz obiektów naziemnych;

  • wskazanie celu powietrznego dla KOŁS-29, RŁPK-29 lub głowic rakiet samonaprowadzających z wykorzystaniem nahełmowego układu wskazywania celu Szczel-3UM;

  • rozwiązywanie zadań celowania przy odpalaniu pocisków p-p bliskiego zasięgu, prowadzeniu ognia z działka, npr i przy bombardowaniu.

Optoelektroniczny system celowniczy OEPS-29, który z założenia miał współpracować z RŁPK-29 w walce na bliskich dystansach, składa się z termonamiernika KOŁS-29 z dalmierzem laserowym oraz nahełmowego układ wskazywania celów NSC Szczel-3UM z urządzeniem wizyjnym NWU-2M na hełmie pilota. Zasięg wykrywania celów powietrznych przez termonamiernik uzależniony jest od aktualnych warunków i wynosi maksymalnie 12÷18 km dla samolotów "typu myśliwiec" z silnikiem pracującym na zakresie maksymalnym lecących w przestrzeni swobodnej, 6÷10 km na tle ziemi oraz 4÷8 km lecących na tle chmur. W zakresie "TP" (termonamiernik - w j. ros. tiepłopieliengator), KOŁS przeszukuje przestrzeń w sektorze do ą30o w poziomie oraz ą15o w elewacji. W bliskiej walce powietrznej ( zakres "BB" z ros "Bliżnij Boj") KOŁS, podobnie jak i RŁPK, skanuje przestrzeń w dwóch pionowych liniach w sektorze pionowym od -14 do +16o. Śledzenie celu jest możliwe w strefie kątowej +-30o w poziomie i od -15o do +30o w pionie, przy prędkości kątowej celu do 30o/s. Odległość do śledzonego obiektu jest mierzona dalmierzem laserowym w zakresie od 200 m do 3÷6,5 km. W bliskiej, manewrowej walce powietrznej, w warunkach wzrokowej obserwacji celu OEPrNK może pracować z nahełmowym układem NSC Szczel-3UM - zakres "SZLEM". Układ NSC (Naszliemnaja Sistiema Celeukazania) Szczel-3UM z wizjerem kolimatorowym zamontowanym na hełmie pilota służy do wskazywania wzrokowo obserwowanego celu powietrznego systemom obserwacji - RŁPK, OEPS lub głowicom samonaprowadzającym pocisków bliskiego zasięgu R-73 lub R-60. Aby wskazać cel, pilot ruchem głowy naprowadza na obserwowany obiekt świetlny znacznik urządzenia wizyjnego i naciska przycisk przechwycenia. Podążające za ruchami głowy pilota systemy obserwacji - OEPS lub RŁPK i głowice samonaprowadzające pocisków przejmują wtedy śledzenie celu, który dzięki temu można zaatakować szybciej bez konieczności manewrowania całym samolotem. System NSC pracuje w zakresie kątowym do 60O od osi samolotu w pionie jak i poziomie, jednak zakres kątowy, w którym można wskazać cel zależy od ograniczeń przestrzennych systemów obserwacji i GSN pocisków.

OEPrNK-29 zapewnia również możliwość atakowania widocznych wzrokowo celów naziemnych z użyciem niekierowanych środków rażenia tzn. bomb swobodnie spadających, działka lub niekierowanych pocisków rakietowych - reżim pracy "OPT". Poprzez układ sterowania bronią SUO-29 kompleks rozpoznaje automatycznie rodzaj podwieszonych środków bojowych i wylicza dla nich dane celowania. Algorytmy pracy OEPrNK pozwalają na bombardowanie celów naziemnych w locie poziomym, w nurkowaniu z kątami do pochylenia do 40o, przy wyjściu z nurkowania lub w locie wznoszącym (reżim "KBR" czyli tzw. "bombardowanie przez plecy"). Ten ostatni zakres przewidziano w zasadzie, tylko dla bombardowania z użyciem bomb specjalnych tj. taktycznych bomb jądrowych. Strzelanie z działka pokładowego i odpalanie npr, tradycyjnie już, możliwe jest tylko w locie nurkowym przy kątach pochylenia 10÷40o

System nawigacyjny SN-29. Jego główne podsystemy i elementy składowe to inercyjne systemy nawigacyjne IK-WK-80 (główny i zapasowy), system powietrznych sygnałów SWS-P-72 oraz cyfrowy wylicznik CWU-M. Dane systemu SN-29 są wykorzystywane zarówno w bojowych zakresach pracy SUW-29 jak i przy wykonywaniu zadań czysto nawigacyjnych. Prezentowane zaś są na wskaźnikach systemu zobrazowania SJeI-31 i przyrządach pilotażowo-nawigacyjnych. System nawigacyjny jest wspomagany i korygowany z wykorzystaniem danych od pokładowych urządzeń radionawigacyjnych tj. przez radiotechniczny system bliskiej nawigacji i lądowania przyrządowego A-323, automatyczny radiokompas ARK-19 i radiowysokościomierz A-037. SN-29, w powiązaniu z systemem automatycznego sterowania SAU umożliwia automatyczne lub dyrektywne wykonanie przelotu po trasie z trzema zaprogramowanymi punktami zwrotnymi, wykonanie powrotu i zajścia (oraz powtórnego zajścia) do lądowania na lotnisko startu lub jedno z dwóch lotnisk zapasowych, których współrzędne zostały wprowadzone do pamięci SN-29 lub też inne lotnisko w zasięgu pracujących systemów radionawigacyjnych, których dane można wprowadzić w czasie lotu.

Łączność załogi MiGa-29 z ziemią i innymi samolotami zapewnia pokładowa, 20 kanałowa radiostacja zakresu UKF/VHF typu R-862. W sytuacjach awaryjnych, do nasłuchu informacji podawanych z ziemi pilot może wykorzystać radiokompas ARK-19. Do przesyłania danych przy naprowadzaniu przyrządowym z naziemnych, zautomatyzowanych systemów dowodzenia obrony powietrznej używana jest pokładowa aparatura radioliniowa E502. Z własnymi stacjami kontroli ruchu lotniczego współpracuje zaś urządzenie aktywnej odpowiedzi SO-69.

Na system WRE MiGa-29 składają się stacja ostrzegawcza o opromieniowaniu SPO-15ŁM "BIERIOZA" i wyrzutniki naboi zakłócających BWP-30-26. Stacja SPO-15ŁM podaje informację o fakcie opromieniowania, określa kierunek, typ stacji i rodzaj jej pracy (obserwacja lub śledzenie) oraz orientacyjnie określa dynamikę zbliżania do najgroźniejszego źródła opromieniowania. Wyrzutniki BWP-30-26, zamontowane na górnej powierzchni centropłata, w "grzebieniach" przed napływami stateczników pionowych służą do wystrzeliwania 26 mm naboi zakłócających PRP i PPI tj. dipoli lub flar. W każdym z bloków znajduje się 30 naboi zakłócających, które odpalane są z kabiny ręcznie (na żądanie) lub automatycznie przy atakach na cele naziemne.

Jako dodatkowe wyposażenie wspomagające pracę załogi i obsługi naziemnej na pokładzie samolotu znajdują się głosowy informator sygnałów awaryjnych - tzw "Natasza", system rejestracji parametrów lotu "Tester-3UŁ" oraz zintegrowany układ kontroli i ostrzegania "EKRAN".


Read More

 

 

 

 

Uzbrojenie

Stałym uzbrojeniem MiG-29 jest, zabudowane w lewym napływie, jednolufowe działko GSz-30-1 kalibru 30 mm o szybkostrzelności 1500-1800 strz/min. z zapasem amunicji 150 szt., umieszczonym w skrzynce amunicyjnej przed wnęką podwozia przedniego. Działko strzela pociskami dwóch rodzajów - przeciwpancerno- smugowymi BT i odłamkowo-burzaco-zapalającymi OFZ. Ogień z działka można prowadzić krótkimi seriami po ok. 25 pocisków lub długimi seriami (w zależności od czasu naciśnięcia na przycisk bojowy). Efektywna odległość strzelania do celów powietrznych wynosi 200-800 m a do celów naziemnych 1200-1800 m. W samolotach wczesnych serii przy podwieszeniu pod kadłubem zbiornika dodatkowego nie można było prowadzić strzelania z działka. W samolotach późniejszych serii produkcyjnych wadę tę usunięto poprzez przekonstruowanie systemu odprowadzenia wystrzelonych łusek.

Uzbrojenie podwieszane przenoszone jest pod skrzydłami na 6 węzłach. Zestaw uzbrojenia p-p obejmuje 3 typy kierowanych pocisków rakietowych. Mogą to być kierowane radiolokacyjnie pociski średniego zasięgu typu R-27R1, podwieszane na wyrzutniach prowadnicowych APU-470 (tylko 2 szt. na wewnętrznych węzłach podwieszeń) lub pociski krótkiego zasięgu (bliskiej manewrowej walki powietrznej), samonaprowadzające się na źródło ciepła typu R-60MK lub R-73E. Pociski R-60MK (maks. 6 szt.) podwiesza się na wyrzutniach typu APU-60IM, natomiast R-73E (również do 6 szt.) na wyrzutniach P-72-ID. System sterowania uzbrojeniem dopuszcza stosowanie mieszanych wariantów uzbrojenia z dwoma typami pocisków p-p, z których podstawowym jest zestaw 2 x R-27R1 plus 4 x R-60MK lub 4 R-73E.

Do zwalczania obiektów naziemnych samolot można uzbroić w niekierowane pociski rakietowe lub uzbrojenie bombardierskie. Uzbrojenie to może być przenoszone na czterech wewnętrznych węzłach podwieszeń na belkach nośnych BD3-UMK2. Na węzłach zewnętrznych można wtedy podwiesić dwa pociski p-p (R-60 lub R-73) do samoobrony. Zestaw npr obejmuje 80 mm pociski niekierowane typu S-8 w kilku odmianach z różnego rodzaju głowicami bojowymi lub ciężkie pociski kal. 240 mm typu S-24B. Pociski S-8 przenoszone są i odpalane z wielolufowych wyrzutni B-8M1 (4 bloki po 20 pocisków), natomiast rakiety S-24B przenoszone są i odpalane z wyrzutni prowadnicowych typu APU-68-85 (do 4 szt.). Atak celu naziemnego z wykorzystaniem npr wykonuje się w locie nurkowym z kątem pochylenia do 40o (zwykle 1o÷30o) przy odległościach odpalenia rakiet w przedziale 1 400 - 2500 m w zależności od warunków ataku.

Z całej gamy uzbrojenia bombardierskiego MiG-29 można uzbroić w bomby swobodnie spadające wagomiarów 100÷500 kg, zbiorniki zapalające, kasety bombowe lub kontenery bomb małych wagomiarów typu KMGU podwieszane pojedynczo na 4 belkach nośnych o łącznej masie do 2000 kg. Bombardowanie wykonuje się z lotu poziomego lub lotu nurkowego z kątami pochylenia do 40O przy prędkościach do 0,8 Ma.

Pierwotnie samoloty MiG-29, jak większość samolotów dla lotnictwa frontowego, były przystosowane do przenoszenia specjalnego uzbrojenia bombardierskiego - bomb jądrowych (do 2 szt.). Od 1989 r. jednostronną decyzją ówczesnego ZSRR z większości samolotów taktycznych Sił Powietrznych ZSRR (i krajów UW) instalację specjalnego uzbrojenia bombardierskiego usunięto. Specjalnie do bombardowania bombami jądrowymi w systemie sterowania uzbrojeniem przewidziano zakres KBR czyli bombardowanie na wznoszeniu z kątem wznoszenia ok. 110-120o.

Podstawowe dane taktyczno-techniczne samolotu MiG-29 (9-12A)

MiG 29 (9-12A)

Rozpiętość (bez pocisków)

[m]

11,36

Długość całkowita

[m]

17,32

Wysokość

[m]

4,72

Powierzchnia skrzydeł

[m2]

38,06

Masa własna

[kg]

10900

Masa startowa, (2xR-27R, 4xR-73)

[kg]

15300

Masa startowa (max.)

[kg]

18000

Masa podwieszeń (max.)

[kg]

2200

Pojemność wew. zbiorników paliwa

[l]

4300

Zapas paliwa w zbirnikach podwieszanych

[l]

1500

Prędkość max. na dużej wysokości

[Ma]

2,3

Prędkość max. na poziomie morza

[km/h]

1500

Prędkość lądowania

[km/h]

250-260

Prędkość wznoszenia (max.)

[m/s]

330

Pułap praktyczny

[m]

18000

Zasięg maksymalny na dużej wys. z PTB

[km]

2100

Zasięg z paliwem wewnętrz. mała wys.

[km]

710

Zasięg z paliwem wewnętrz. duża wys.

[km]

1430

Rozbieg

[m]

250-600

Dobieg

[m]

600-750

Typ silnika

-

RD-33

Ciąg maksymalny maksymalny

[kN]

49,4

Ciąg maksymalny maksymalny z dopalaniem

[kN]

81,4

Maks. przeciążenie eksploatacyjne

-

+9 -3

opracował: Krzysztof NICPOŃ / www.23blot.pl

Mil Mi-24 Hind Mil Mi-24 Hind 1

Mil Mi-24 Hind - został zbudowany pod koniec lat sześćdziesiątych jako wielozadaniowy śmigłowiec bojowy. Powstał na bazie śmigłowca transportowego Mi-8, choć sam kadłub został zaprojektowany od podstaw. Głównym zadaniem pokładanym w Mi-24 jest wsparcie piechoty z powietrza oraz desant ośmioosobowej grupy żołnierzy z pełnym wyposażeniem. Cechą charakterystyczną Hindów jest smukły kadłub oraz małe skrzydełka, które oprócz poprawy właściwości lotnych służą do podwieszania uzbrojenia. Jako że jest to śmigłowiec typowo szturmowy, z możliwością desantu, został dodatkowo opancerzony, przez co bywa żartobliwie nazywany ‘latającym czołgiem’. Zadowalająca dynamika lotu została uzyskana nie tylko przez odpowiednią sylwetkę, ale też dzięki chowanemu podwoziu.

Mi-24 został wprowadzony do służby w armii czerwonej na przełomie 1973/1974r. Od tamtej pory z taśm produkcyjnych zjechało ponad 2300 egzemplarzy różnych wersji. Główną zaletą Hinda jest fakt, że może przystępować do ataku z marszu, co daje mu przewagę nad przeciwnikiem i możliwość szybkiej ucieczki z pola walki. Między 1977 a 2003r. Mi-24 były wykorzystywane na arenie ponad 20 różnych konfliktów zbrojnych, najczęściej w Afryce i Azji. Ponadto Hind był pierwszy śmigłowcem, który dokonał zestrzelenia samolotu (F-4 Phantom), podczas wojny iracko-irańskiej.

Śmigłowce Mi-24 w wersjach D i W są wykorzystywane również przez polskie siły lądowe. Na wyposażeniu WP jest 35 śmigłowców, które zasilają jednostki 49PŚB w Pruszczu Gdańskim (Mi-24D) oraz 56KPŚB w Inowrocławiu (Mi-24W). Ponadto 6 śmigłowców z 49PŚB przebywa w Iraku w ramach misji stabilizacyjnej. Dowództwo nie planuje powrotu tych maszyn, gdyż są one już dość wysłużone i nie opłaca się transportować ich z powrotem.

Wersje Mi-24:

- W-24 – wersja prototypowa; wyprodukowano 12 egzemplarzy z czego jeden został zmodyfikowany do wariantu A-10 pozbawionego skrzydeł co pozwoliło mu pobić rekord prędkości (368km/h)

- Mi-24 – pierwsza wersja produkcyjna zdolna do przenoszenia 8 żołnierzy z pełnym wyposażeniem oraz 3 załogantów (pilot, operator uzbrojenia, mechanik pokładowy)

- Mi-24A – druga wersja produkcyjna

- Mi-24U – wersja szkolno-treningowa pozbawiona uzbrojenia

- Mi-24D – wersja przeznaczona do niszczenia czołgów, wyposażona w nową dwuczęściową kabinę pilotów

- Mi-24DU – wersja szkolno-treningowa wariantu D

- Mi-25 – wersja Mi-24D przeznaczona na eksport do Afganistanu, Kuby i Indii

- Mi-24W – wersja rozwojowa wyprodukowana na potrzeby wojny w Afganistanie

- Mi-35 – wersja eksportowa wariantu W

- Mi-24P – wersja szturmowa z dwulufowym działkiem 30mm montowanym z boku kadłuba, pozbawiona karabinu maszynowego montowanego w dziobie

- Mi-35P – wersja eksportowa wariantu P

- Mi-24RKR – śmigłowiec rozpoznania skażeń chemicznych, biologicznych oraz radioaktywnych, znany także pod oznaczeniami Mi-24R, Mi-24RR i Mi-24RCh. Zbudowano ok.150 egzemplarzy, użyte m.in. podczas katastrofy w Czarnobylu

- Mi-24K – wersja rozpoznawcza i kierowania artylerią, wyposażana m.in. w aparat fotograficzny

- Mi-24BMT – wersja do zadań saperskich

- Mi-24PS – wersja specjalna dla Rosyjskiego MSW wyposażona m.in. w system FLIR, reflektory, głośniki zewnętrzne oraz wciągarkę

- Mi-24EWP – śmigłowiec rozpoznania ekologicznego wyposażony w wysuwany sondy zamiast działka

- Mi-24PS – wersja cywilna lub paramilitarna

- Mi-24E – wersja rozwojowa przeznaczona do testów w różnych warunkach środowiskowych

- Mi-35U – nieuzbrojona wersja szkolno-treningowa

- Mi-24 – wersja przystosowania do zadań nocnych

- Mi-24WM – proponowana wersja rozwojowa

- Mi-24WP – modernizacja wersji W wyposażone w dwulufowe działko zamiast czterolufowego karabinu maszynowego pod dziobem

- Mi-24WM – najnowsza wersja śmigłowca wprowadzona w 1995r. posiadająca resurs do 2015r.

 

Dane techniczne:

Wymiary:

- średnica wirnika 17,30m; długość 21,35m; wysokość 5,47m; powierzchnia koła zakreślanego przez wirnik 235,06m2

Masy:

- masa własna 8340kg; maksymalna masa startowa 11 500kg

Napęd:

- dwa silniki turbinowe Klimow/Izotow TV3-117VM, każdy o mocy 2 225KM na wale

Osiągi:

- Vmax 335km/h; zasięg 1 120km; pułap praktyczny 4 600m

Uzbrojenie:

- karabin maszynowy 12,7mm; ładunek bomb i rakiet do 1 200kg

Załoga:

- 2-3 załogantów; 8 żołnierzy z pełnym wyposażeniem


Kraje eksploatujące:

- Afganistan, Algieria, Angola, Armenia, Azerbejdżan, Białoruś, Bułgaria, Bośnia i Hercegowina, Chorwacja, Czad, Czechy, Erytrea, Etiopia, Gruzja, Gwinea, Indie, Irak, Jemen, Kazachstan, Kirgistan, Kuba, Libia, Macedonia, Meksyk, Mozambik, NRD, Nikaragua, Nigeria, Korea Północna, Peru, Polska, Rosja, Rwanda, Sierra Leone, Słowacja, Sri Lanka, Stany Zjednoczone, Sudan, Syria, Tadżykistan, Ukraina, Uzbekistan, Węgry, Wietnam, Zimbabwe.

Źródło: Samoloty, 1000 samolotów, wikipedia.org,
Oprac. Michał Kołomyjski


PZL TS-11 "Iskra" - W związku z przezbrojeniem w latach 50 lotnictwa myśliwskiego na samoloty odrzutowe, zaistniało zapotrzebowanie na odrzutowe samoloty szkolno-treningowe. Pierwszym odrzutowcem polskiej konstrukcji był TS-11 "Iskra" zaprojektowany pod kierunkiem inż. T. Sołtyka. Pierwszy prototyp został oblatany 5 II 1960r. przez inż. A. Abłamowicza. Dwa kolejne, wyposażone już w uzbrojenie, prototypy zostały oblatane w marcu i lipcu 1961r. Samolot wykazywał dobre osiągi, uwagę zwracała łatwość obsługi naziemnej, toteż szybko rozpoczęto produkcję seryjną w zakładach WSK-Mielec. Pierwsze "Iskry" trafiły do jednostek w 1963r.

Wersje i odmiany:

  • TS-11 "Iskra bis" - samolot szkolno-treningowy z 1964r. dwumiejscowy, Zbudowano łącznie 400 egzemplarzy. Wersja ta jest do dziś podstawowym samolotem do szkolenia pilotów myśliwskich i myśliwsko-szturmowych. Zyskała sobie opinię jednego z najlepszych samolotów szkolno-treningowych świata. Na "Iskrze bis" ustanowiono na nim wiele rekordów międzynarodowych:

    - 2 IX 1964 - 715,7 km/h w obwodzie zamkniętym 100 km,
    - 24 IX 1964 - 730 km/h w obwodzie zamkniętym 500 km
    - 26 IX 1964 - 839 km/h na bazie 15/25 km.

    W 1975 lotnictwo Indii zakupiło 50 samolotów tego typu.

  • TS-11 "Iskra bis B" - samolot szturmowy z 1969r. Prototyp tej wersji, oznaczony TS-11 "Iskra 100", został oblatany w czerwcu 1968r. Samolot jest uzbrojony w 1 działko kal. 23 mm, 8 pocisków rakietowych, bomby o masie 100 kg oraz zasobniki z 2 k.m. podwieszone pod skrzydłami.

  • TS-11 "Iskra bis C" - samolot rozpoznania i korygowania ognia artylerii z 1970r. Prototyp oznaczony TS-11 "Iskra 200 Art" został oblatany w 1971. Samolot został wyposażony w 3 kamery fotograficzne AFA-39 i urządzenia identyfikacyjne.

  • TS-11 "Iskra bis D" - samolot szkolno-bojowy z 1974r; dwumiejscowy. Prototyp oznaczony TS-11 "Iskra 200 SB" oblatano we wrześniu 1973. Uzbrojenie stanowiło 16 niekierowanych pocisków rakietowych oraz bomby o masie 200 kg.

  • TS-11 "Iskra bis DF" - samolot szkolno-rozpoznawczy z 1974; dwumiejscowy; odmiana jednomiejscowa rozpoznawczo-szturmowa z 1972r. nosiła oznaczenie TS-11 "Iskra 200 BR". Uzbrojenie: 1 działko kal. 23 mm, 8 niekierowanych pocisków rakietowych, bomby o masie 100 kg.

"Iskry" w różnych wersjach używane są w Polsce do dnia dzisiejszego, choć coraz bardziej pilna staje się ich wymiana na nowocześniejsze samoloty. W pozostałych krajach byłego Układu Warszawskiego podstawowy sprzęt szkolny stanowiły samoloty Aero L-29 "Delfin", które wygrały w rywalizacji z polską konstrukcją. Oprócz Polski "Iskry" wykorzystywane są przez lotnictwo indyjskie. Część wycofanych z eksploatacji TS-11 sprzedano za granicę, m.in. do USA, gdzie biorą udział w pokazach lotniczych. Samoloty tego typu były produkowane w WSK-Mielec aż do 1987r.

Konstrukcja: metalowa, jedno- lub dwumiejscowy jednosilnikowy dolnopłat wolnonośny. Podwozie trójpodporowe wciągane w locie. Napęd stanowił turbinowy silnik odrzutowy:

  • pierwszy prototyp: Viper 8 o ciągu 7,80 daN (795 kG)

  • pozostałe prototypy i samoloty seryjne do 1967r.: HO-10 o ciągu 7,84 daN (800 kG)

  • od 1967r. do 1969r.: SO-1 o ciągu 9,80 daN (1000 kG).

  • od 1969r.: SO-3 o ciągu 10,80 daN (1100 kG), później zmienione na silniki SO-3W o przedłużonym resursie.

Uzbrojenie - jw.

Dane techniczne (TS-11 "Iskra bis D"):

Rozpiętość

10,06 m

Długość

11,15 m

Wysokość

3,5 m

Powierzchnia nośna

17,5 m2

Masa własna

2590 kg

Masa całkowita

3838 kg

Prędkość maksymalna

720 km/h

Zasięg

1460 km


Opracował: Paweł Szczepaniec


PZL-130 TC Orlik PZL-130 TC Orlik1


PZL-130 Orlik
- w latach 70 ze względów ekonomicznych zaczęto odchodzić od używania samolotów odrzutowych w szkoleniu podstawowym pilotów wojskowych. Na przełomie lat 70 i 80 rozpoczęto w zakładach PZL Warszawa-Okęcie prace nad projektem samolotu szkolno- treningowego napędzanego silnikiem tłokowym, którego własności pilotażowe byłyby maksymalnie upodobnione do własności samolotu odrzutowego. Wkrótce zdecydowano o zastosowaniu w samolocie silnika turbośmigłowego. W 1981r. powstał projekt wstępny oznaczony PZL-130 "Orlik". W lipcu 1982r. ukończono makietę samolotu i podjęto opracowywanie projektu technicznego oraz budowę prototypów- pierwszy z nich został przeznaczony do prób statycznych, pozostałe do prób w locie.

 

Pierwszy prototyp przeznaczony do lotu (a drugi w ogóle) wyposażono w silnik tłokowy Wiedieniejew M-14Pm o mocy 246 kW. Został on oblatany 3 IX 1984r. przez Witolda Łukomskiego. Czwarty prototyp został w listopadzie 1985r. wysłany do Kanady, gdzie wyposażono go w silnik turbośmigłowy Pratt&Whittney Canada PT6A-25A, zainstalowano również nową instalację tlenową, przyrządy pokładowe i nawigacyjne, zmodyfikowano też podwozie i zainstalowano pod skrzydłami po dwie belki do podwieszenia uzbrojenia i dodatkowych zbiorników paliwa. Instalację pneumatyczną zastąpiono hydrauliczną. Przebudowany samolot, o zmienionym oznaczeniu na PZL-130T "Turbo Orlik", oblatano 16 VII 1986r. Samolot uzyskał w 1987r. tymczasowy certyfikat homologacyjny. Niestety, w tym samym roku został on rozbity podczas pokazów w Kolumbii (Kolumbia rozważała zakup 80 "Orlików", chcąc wykorzystać je do szkolenia pilotów i zwalczania partyzantki). Mimo że przyczyną katastrofy był błąd pilotażu, kariera tej wersji samolotu była zakończona.

 

W tym samym czasie ukończono w Polsce dwa kolejne prototypy z silnikiem M-14Pm i jego polską wersją zbudowaną na radzieckiej licencji oznaczoną K8-AA. Na początku 1989r. trzy prototypy testowane były przez polskie wojsko, w wyniku czego zdecydowano się podjąć dalsze prace nad zastosowaniem w "Orliku" napędu turbośmigłowego. Wybrano czeski silnik Walter M601E o mocy 551 kW. Zabudowano go na siódmym prototypie, który otrzymał oznaczenie PZL-130TM. Samolot ten przeszedł próby fabryczne i latem 1991r. został przekazany wojskom lotniczym. Po zakończeniu testów stanął w Wyższej Szkole Oficerskiej Sił Powietrznych w Dęblinie jako naziemna pomoc dydaktyczna. Dwa wcześniejsze prototypy (005 i 006) wojsko przeznaczyło do celów łącznikowych. Samolot 006 obecnie stoi w Warszawie przed budynkami Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych.

W 1990r. opracowano kolejny prototyp, w którym zastosowano silnik Pratt&Whittney Canada PT6A-25A. Zakładano, że stanie się on prekursorem wersji eksportowej. Samolot zaprezentowano w RPA i Izraelu, ale nie odniósł on sukcesu, o czym być może zadecydowały względy polityczne.

Na początku 1992r. zbudowano dziewiąty prototyp, opracowany wg wytycznych Wojska Polskiego. Samolot przystosowano do wykonywania pełnej akrobacji i lotów bez widoczności ziemi. Otrzymał przeprojektowany płat, inną osłonę kabiny, zmieniono usterzenie. Zainstalowano 6 węzłów uzbrojenia pod skrzydłami zamiast dotychczasowych czterech. Do napędu miał nadal służyć silnik Walter M601E. Samolot oznaczono PZL-130TB, a po ulepszeniu wyposażenia i zamontowaniu wyrzucanych foteli oznaczenie zmieniono na PZL-130TC-I. 5 IV 1991r. Ministerstwo Obrony Narodowej zamówiło serię 48 samolotów PZL-130TB, pierwsze z nich trafiły do 60 Lotniczego Pułku Szkolnego w Radomiu w styczniu 1994r. Wkrótce zmodyfikowano je do wersji PZL-130TC-I.

 

Eksportowa wersja samolotu (początkowo oznaczona PZL-130TC, wyposażona w silnik Pratt&Whittney Canada PT6A-62 o mocy 699 kW otrzymała ulepszone wyposażenie elektroniczne. Stała się wzorem dla zaproponowanej polskiemu lotnictwu wersji PZL-130TC-II, różniącej się od poprzednika zastosowanym silnikiem Pratt&Whittney Canada PT6A-625C, kolejny raz zmodyfikowaną awioniką i lepszą ergonomią kabiny załogi. Prototyp testowano w 2004r. Wojsko planuje zmodernizowanie 9 posiadanych "Orlików" do tej wersji. Kolejne ulepszenie awioniki doprowadziło do powstania wersji PZL-130TC-III.


Wersje i odmiany:

  • PZL-130 - pierwsze prototypy prototypy z radzieckim silnikiem M-14Pm lub PZL K8-AA

  • PZL-130T - prototyp z silnikiem Pratt&Whittney Canada PT6A-25A/25C z prostą zachodnią awioniką i zamontowanymi pod skrzydłami 4 węzłami uzbrojenia

  • PZL-130TB - seryjne samoloty dla polskiego lotnictwa wyposażone w silniki Walter M601T - w późniejszych latach przebudowane do wersji TC-I

  • PZL-130TC - wersja eksportowa z silnikiem Pratt&Whittney Canada PT6A-62 oraz bogatym wyposażeniem awionicznym

  • PZL-130TC-I - wersja seryjna dla polskiego lotnictwa. Napęd stanowił silnik Walter M 601T

  • PZL-130TC-II - prototyp wersji seryjnej dla polskiego lotnictwa. Napęd ma stanowić silnik Pratt&Whittney Canada PT6A- 25C

  • PZL-130TC-III - projekt wersji z awioniką "glass-cockpit" napędzanej silnikiem Pratt&Whittney Canada PT6A- 25C

  • PZL-130TD - projekt wersji eksportowej z silnikiem Pratt&Whittney Canada PT6A- 25C

  • PZL-130TE - projekt wersji eksportowej z silnikiem Pratt&Whittney Canada PT6A-25A i awioniką pochodzącą z wersji TD

  • PZL-130TM -oznaczenie siódmego prototypu z silnikiem Walter M601E

  • PZL-130H - projekt samolotu dla lotnictwa węgierskiego. Planowano zastosować silnik Walter M 601T

Dalekim rozwinięciem samolotu PZL-130 miał być samolot PZL-140 "Orlik 2000".

Konstrukcja: całkowicie metalowy, jednosilnikowy, dwumiejscowy dolnopłat wolnonośny. Ciekawostką są integralne zbiorniki paliwa wewnątrz kesonu skrzydeł. Podwozie trójkołowe wciągane w locie. Napęd samolotów seryjnych stanowi silnik turbośmigłowy Walter M 601T o mocy 551 kW ( 750 KM ). Śmigło pięciołopatowe metalowe Avia V510T.

 

Uzbrojenie: cztery (TC-1) lub sześć (TC, TC-II) węzłów podwieszeń pod skrzydłami dla lekkiego uzbrojenia (zasobniki z km, pociski rakietowe lub bomby).


Dane techniczne (PZL-130TC-I):

 

Rozpiętość

9 m

Długość

9 m

Wysokość

3,53 m

Powierzchnia nośna

13 m2

Masa własna

1750 kg

Masa całkowita

2153 kg

Prędkość maksymalna

501 km/h

Pułap

10 000 m

Zasięg

1062 km

 

 

Opracował: Paweł Szczepaniec
Antonow An-2  Litewski prywatny Antonow An-2 na Jersey International Air Display 2007.

Antonow An-2 (kod NATO: Colt) - Prototyp samolotu An-2  (oznaczony SCh-1) konstrukcji inż. O.K. Antonowa został oblatany 3 VIII 1947r. przez N. Wołodina, a w 1949r. rozpoczęto produkcję seryjną. Pierwszy egzemplarz seryjny był gotowy 6 IX 1949r. W ZSRR zbudowano serię 1700 egzemplarzy, produkowany był również w Chinach od 1957 pod oznaczeniem Y-2 (seria ok. 2000 egzemplarzy). W Polsce produkowany w WSK-Mielec od 1960r. jako PZL An-2, którego zbudowano 11 650 egzemplarzy wszystkich wersji. Używany m.in. w Albanii, Afganistanie, Bułgarii, Czechosłowacji, ChRLD, Jugosławii, KRLD, Rumunii, Tanzanii, WRLD, na Kubie i Węgrzech.

Wersje i odmiany:

  • An-2F - samolot z 1948r., przystosowany do rozpoznania, korygowania ognia artylerii w nocy i bezpośredniego wsparcia na polu walki. Wyposażony w podwójne usterzenie kierunku, oszkloną dolną część kadłuba ze stanowiskiem obserwatora-strzelca; napęd i wymiary jak AN-2. Uzbrojony w 1 ruchome działko kal. 23 mm i 1 ruchomy k.m. kal. 12,7 mm. Produkcji seryjnej nie podjęto.

  • An-2L - wersja z 1964r., wodnosamolot przystosowany do gaszenia pożarów lasów, oznaczenie później zmieniono na An-2P.

  • An-2M - ulepszona wersja z 1964r., różniąca się od pierwowzoru m.in. trapezowym usterzeniem pionowym i powiększonym usterzeniem poziomym. Zbudowano około 200 egzemplarzy, większość na eksport.

  • An-2NAK - odmiana An-2F pochodząca z 1949r.;

  • An-2P- samolot transportowy z 1950r. przystosowany do zabierania 14 osób lub ładunku o masie 1500 kg;

  • An-2PF - samolot fotogrametryczny z 1974r.

  • An-2S - samolot sanitarny z 1949r. przystosowany do zabierania 6 rannych na noszach

  • An-2SCh - wersja rolnicza wyposażona w zbiornik chemikaliów o pojemności 1400 l.

  • An-2T - wersja transportowa z 1948r.

  • An-2TP - wersja transportowo-pasażerska z 1949r. przystosowana do przewozu 12 osób.

  • An-2TD - samolot z 1950r., przystosowany do szkolenia spadochroniarzy (14 skoczków)

  • An-2W-  wodnosamolot wielozadaniowy z 1951r., wyposażony w dwa pływaki; napęd jak w An-2. Od 1962 produkowany. w WSK PZL Mielec, od 1964 używany przez WOP do patrolowania morskich akwenów przybrzeżnych. Inaczej oznaczany An-4.

  • An-2ZA - samolot rozpoznania meteorologicznego z 1948. Miał zamontowane dodatkowe stanowiska obserwacyjne w kadłubie. Wyposażony był w silnik gwiazdowy 9-cylindrowy ASz-62IR ze sprężarką TK-19 zapewniający moc 626 kW (850 KM) na wysokości 9500 m;

  • An-6 Meteo - odmiana samolotu  An-2ZA z 1950r.

  • PZL An-2 TP, wersja transportowa z 1962r., przystosowana do przewozu 12 osób lub 1500 kg ładunku

  • PZL An-2 TD, wersja transportowo-desantowa z 1962r., przystosowana do zabierania 14 skoczków spadochronowych

  • PZL An-2 R, wersja rolnicza z 1961r, wyposażona w zbiornik na 1300 l chemikaliów oraz urządzenia do rozpylania i opryskiwania

  • PZL An-2 W, wodnosamolot wielozadaniowy z 1963r. z dwoma pływakami

  • PZL An-2 P, wersja pasażerska z 1966r. dla 12 osób

  • PZL An-2 D6, wersja dyspozycyjna z 1972r. dla 6 osób

  • PZL An-2 D5, wersja dyspozycyjna z 1972r. dla 5 osób

  • PZL An-2 PK, wersja polarna (służbowa) samolotu wielozadaniowego z 1973r.

  • PZL An-2 PF, wersja aerofotogrametryczna z 1974r.

  • PZL An-2 TPS, wersja sanitarna z 1974r.

  • PZL An-2 Geo, wersja geofizyczna z 1974r.

  • PZL An-2 PRTV, wersja retransmisyjna z 1975r.

Konstrukcja: metalowa, jednosilnikowy dwupłat, podwozie klasyczne dwukołowe stałe. Silnik gwiazdowy 9-cylindrowy ASz-62IR o mocy 736 kW (1000 KM).

Dane techniczne:

Rozpiętość

18,18 m

Długość

12,4 m

Wysokość

4,14 m

Powierzchnia nośna

71,5 m2

Masa własna

3474 kg

Masa całkowita

5250 kg

Prędkość maksymalna

256 km/h

Pułap

4350 m

Zasięg

1600 km

Dalszym rozwinięciem konstrukcji An-2 miał być samolot An-3, którego produkcję planowano w WSK-Mielec.

                                                                                                      Opracował: Paweł Szczepaniec