Logowanie

Zdjęcie dnia

  • Jacek Grześkowiak

    Jacek Grześkowiak

Newsletter

Cotygodniowa porcja informacji lotniczych

JOOMEXT_TERMS

HOBBY

Pogoda

 


Dołącz do nas !

FB TW google-plus-ikona-2012 YT 

 


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.