Боевое применение МиГ-27

К истребителям-бомбардировщикам МиГ-23Б/МиГ-27 перешли многие «детские болезни» истребителя МиГ-23. Так, на самолетах раннего выпуска «трещали» и текли сварные швы топливного бака № 2. Текли и крыльевые топливные баки. Стрельба из мощной пушки, установленной на МиГ-27, вызывала коробление ниши шасси, что, в ряде случаев, приводило к невыходу передней стойки. Имели место неполадки в топливной системе (в частности, отказ топливного насоса бака № 1А из-за обрыва цепи питания фильтра помех, размещенного вблизи пушки). Сама пушка поначалу также не отличалась высокой надежностью, имелись случаи разрушения звеньеотвода.

На модификациях МиГ-27М, МиГ-27К и МиГ-27Л многие недостатки удалось устранить, и истребители-бомбардировщики стали вполне надежными машинами.

Так же, как и истребители МиГ-23, МиГ-27БН стали почти неизменными участниками всех сколько-нибудь серьезных локальных конфликтов 1970-80-х годов. Весьма активно самолеты этого типа использовались в боях в Ливане летом 1982 г. С б по 11 июня полк в составе сирийских ВВС, нанес несколько мощных бомбовых ударов по целям в глубине израильских боевых порядков. Совместно с исребителями-бомбардиров-щиками Су-22М МиГи выполнили 40 боевых вылетов, уничтожив, по сирийским данным, 80 танков и около двух батальонов израильской пехоты. Однако планирование сирийцами ударных операций нельзя было признать удачным: если в ходе первого налета, оказавшегося неожиданным для израильтян, МиГи причинили значительный ущерб противнику и не понесли потерь, то во время последующих ударов по этим же целям, нанесенных через несколько часов после первого, ПВО (в частности, ЗСУ «Вулкан» и ЗРК «Маулер»), «пришла в себя», начала воевать более эффективно и совместно с истребителями F-16A, действовавшими на малых высотах, сбила 14 МиГ-23БН. Израильским зенитчикам бросилось в глаза отсутствие грамотного планирования сирийцами боевых вылетов: по их словам, «МиГи шли волнами, одна за другой, последовательно поражаясь средствами ПВО».

Впрочем, хотя использование истребителей-бомбардировщиков МиГ-23БН было организовано далеко не лучшим образом, летчиков выручала живучесть и высокие летные характеристики самолета. По рассказам советских военных советников, находившихся в то время в Сирии, один МиГ, «заблудившись» в дымке, повисшей в «небе Галилеи» из-за многочисленных пожаров, не смог найти свою цель - колонну израильских танков, «проскочил» Ливан и неожиданно вышел на Хайфу. Промчавшись над ней, сотрясая стекла домов ревом турбины, МиГ сбросил 16 ФАБ-100 на случайно подвернувшуюся в колонну боевой техники и, пройдя над морем, благополучно возвратился на свой аэродром, отделавшись одной пробоиной. Был случай, когда на базу Дахлак вернулись два горящих МиГ-23БН, успешно выполнившие посадку и «благополучно догоревшие» уже на земле.

МиГ-23БН успешно применялись в Анголе для ударов по наземным целям, в частности по боевььм позициям и коммуникациям войск ЮАР и УНИТА. Один МиГ-23 БН был сбит зенитным огнем противника в конце 1985 г., еще два истребителя-бомбардировщика было уничтожено в 1987 г. также огнем с земли. Всего же на юге страны в 1987 г. от огня повстанцев, а также ПВО и ВВС ЮАР, ангольцы потеряли 20 самолетов (в том числе шесть боевых) и семь вертолетов.

Во время Ирако-Иранской войны 1980-1988 гг. истребители-бомбардировщики МиГ-23БН (а на заключительном этапа - и МиГ-27) использовались для нанесения ударов по отдаленным нефтяным терминалам и морским целям в Персидском заливе. Боевые возможности иракских самолетов еще более увеличились после оснащения их неубирающейся штангой для дозаправки в воздухе, аналогичной установленной на истребителе «Мираж», а также контейнером с оптоэлектронной системой слежения и целеуказания ATLIS французского производства, что позволило увеличить дальность пуска УР Х-29Л с 8 до 14 км.

Особенно интенсивно иракские МиГи применялись в 1986-1987 гг. во время «нефтяной войны» (нефть была главным источников валюты для Ирана, не имевшего собственной развитой оборонной промышленности и вынужденного для продолжения борьбы прибегать к закупкам техники и оружия за рубежом, в частности, в Китае, Северной Корее, США и Израиле). 12 августа нанесен бомбовый удар по острову Ширри, где располагаются нефтяные поля. Был разрушен нефтяной терминах на о. Харк. 25 ноября 1986 г. бомбардировке подвергнут новый нефтяной терминал, лишь недавно выстроенный на о. Лорак в Ормузском проливе (иранцы считали, что из-за большой удаленности от аэродромов противника их сооружения окажутся в безопасности, однако Ирак применил МиГ-23БН, дозаправлявшиеся в воздухе от самолетов Ан-12).

В результате действий иракской авиации по объектам нефтяной промышленности Ирана общий ущерб составил 18,6 млр. долл., что заметно ограничило возможности иранцев в ведении наступательных действий и в конечном счете способствовало прекращению войны.

Входе Афганской войны, в отличие от МиГ-23, истребители-бомбардировщики МиГ-27 почти не использовались в боевых действиях. В октябре 1988 г. в Афганистан (г. Ш ин-данд) был направлен один полк этих самолетов, который участвовал в боях до февраля 1989 г, когда начался «наш уход из Кабула». Одним из наиболее эффективных образцов вооруже-ний, применявшихся МиГ-27 в Афганистане, стали боеприпасы объемного взрыва, в частности ОДАБ-500П, поражающие живую силу, расположенную как открыто, так и в фортификационных сооружениях, в радиусе до 400 м от места взрыва.

Самолет МиГ-27 выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным крылом изменяемой стреловидности, цельноповоротным горизонтальным оперением и трехопорным шасси.

ПЛАНЕР конструктивно разделен на следующие основные части:

- носовую часть фюзеляжа;

- головную часть фюзеляжа, включающую закабинные отсеки спецоборудования, топливные баки, неподвижную часть крыла и боковые воздухозаборники;

- фонарь кабины;

- подвижные консоли крыла с интерцепторами, управляемыми носками, закрылками, топливными баками-отсеками;

- хвостовую часть фюзеляжа с топливным баком, килем, рулем поворота и стабилизатором

ФЮЗЕЛЯЖ самолета - полумонокок, имеющий клепаную и сварную части. В клепаной части использован листовой материал из алюминиевого сплава, а для силовых элементов - штамповки из стали и алюминиевого сплава.

Технологически клепаная часть фюзеляжа выполнена из большого числа панелей, соединенных заклепками и точечной сваркой. Сварная часть состоит из отдельных панелей на контактной и аргоно-дуговой сварке.

Для удобства обслуживания наиболее часто вскрываемые крышки люков выполнены откидывающимися на шомпольно-петлевых креплениях с легкоразъемными замками, которые отрываются при повороте штыря при помощи отвертки против часовой стрелки на угол 90 град.

КРЫЛО состоит из двух неподвижных частей, закрепленных на фюзеляже, и двух поворотных трапециевидных консолей. Изменение угла стреловидности консолей осуществляется в пределах 16-72 град.

Центральный отсек - основной силовой элемент неподвижной части крыла. Он приваривается к верхним частям шпангоутов № 18 и № 20. В отсеке размещаются узлы поворота консолей (они же - узлы крепления консолей) и отсеки крыльевых топливных баков.

Узел поворота крыла представляет собой сварную кессонную конструкцию, переходящую в мощную вилку, в которую вставляется поворотный узел подвижной консоли.

Поворотная часть крыла двухлонжеронная. Консоль технологически делится на носовую, центральную и хвостовую части. Вихреобразующий «клык» имеет радиопрозрачную обшивку.

Поворот консолей производится специальным приводом системы СПК-1, который имеет винтовые шариковые преобразователи, трансформирующие вращательное движение в поступательное (управление перекладкой консолей - при помощи рычага, установленного в кабине на левом борту, рядом с РУД).

Отклоняемый носок поворотной части крыла - четы-рехсекционный. Секции связаны между собой тягами управления. Отклонение и уборка производятся от общей гидросистемы. Для исключения образования щели между носком и верхней поверхностью крыла служит козырек из стали, по которому скользит профиль носка.

Лонжероны крыла изготовлены методом горячей штамповки из алюминиевого сплава. Герметизация отсеков крыла осуществляется герметиком, нагнетаемым через отверстия под болты, соединяющие панели обшивки с каркасом, в канавки, расположенные по всему периметру отсека. Второй герметизирующей барьер - резиновый жгут (валик), проложенный по всему периметру между каркасом и панелями.

На верхней поверхности крыла имеется двухсекционный интерцептор.

Закрылок - трехсекционный, его носовая часть выполнена из титанового сплава (1-я секция) и алюмини-ниевого сплава (2-я и 3-я секции). Хвостовая часть закрылка представляет собой сотовый блок, образованный обшивкой из алюминиевого сплава и заполнителем из алюминиевой фольги толщиной 0,03 мм. По наружной поверхности закрылка проложена лента из стали, по которой скользит бобышка на прижимном щитке, закрывающая щель выреза в фюзеляже (в нее входит крыло при повороте). Управление закрылками осуществляется при помощи гидроцилиндров от общей гидросистемы. Все три секции закрылков соединены между собой цангами, но каждая секция управляется своим гидроцилиндром.

Щитки между поверхностью убранных консолей и фюзеляжем, а также просветы между выпущенными консо-лями и фюзеляжем закрываются снизу и сверху неподвижными и подвижными щитками, которые одновременно выполняют роль аэродинамических зализов. Щитки обеспечивают необходимое уплотнение на любом угле атаки и при деформации крыла.

МиГ-27 Л «Бахадур» Индийских ВВС - экспортная версия МиГ-27М

Неподвижные щитки центроплана - панели клепаной конструкции, закрепленные на узле поворота крыла На эти панели навешиваются нижний и верхний неподвижные щитки центроплана. Передние верхние и нижние щитки прижимаются к поверхности крыла при помощи пневмо-цилиндров, закрепленных на фюзеляже. Для снижения трения к профилям герметизации неподвижных и подвижных щитков прикреплены фторопластовые накладки. Вертикальные шторки нижних щитков закрыты обтекателями. Между шторками и обтекателями с одной стороны и фюзеляжем - с другой также имеются фторопластовые накладки.

Цельнопоюротное горизонтальное оперение состоит из переднего стрингера, лонжерона, набора нервюр и обшивки. Центральная часть имеет фрезерованные панели, носовая и хвостовая части - ю\епаные. Внутри хвостовой части - сотовое заполнение. Каждая половина стабилизатора вращается на двух подшипниках. Корневой подшипник - комбинированный (игольчатый и сферический), установлен в бортовой нервюре, концевой - роликовый, расположен внутри стабилизатора.

В режиме поперечного управления одна половина стабилизатора отклоняется вверх, другая вниз на один и тот же угол, не превышающий 10 град, при угле установки крыла 16-55 град, и 6,5 град, при угле установки крыла более 55 град.

ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ включает киль и руль поворота Каркас киля состоит из переднего стрингера, двух лонжеронов, набора листовых штампованных нервюр, фрезерованной нервюры № 9 и бортовой нервюры. Вся средняя часть киля изготовлена из фрезерованных панелей. В верхней части имеется радиопрозрачная законцов-ка с антеннами.

Руль поворота крепится к килю на трех опорах. Носок руля - стальной, штампованный, в нем расположены демпферы СД-16-5000-0 А. Обшивка выполнена из алюминиевого сплава. Внутри носка имеется сотовый заполнитель.

ФОНАРЬ КАБИНЫ состоит из козырька и откидной части, поднимающейся и опускающейся при помощи воздушного цилиндра. Фонарь оборудован эксплуатационной системой управления откидной частью и аварийной системой сбрасывания.

Эксплуатационная система управления обеспечивает открывание и закрывание фонаря, его фиксацию на фюзеляже и герметизацию.

Для предотвращения обледенения лобового стекла имеется электросистема обогрева.

Чтобы не допустить запотевания стекол, внутри, по периметру нижней части фонаря, установлены трубы обдува горчим воздухом, отбираемым от компрессора ТРДФ.

Д\я вентиляции кабины при рулении или дежурстве на земле фонарь может быть приподнят на 100 мм (в таком положении фонаря самолет может рулить на скорости до 30 км/ч).

Обзор назад обеспечивается при помощи смотрового прибора ТС-27АМШ, установленного на откидной части фонаря. На передней дуге откидной части расположены, также, два зеркала, обеспечивающие обзор плоскостей крыла.

При аварийном сбросе четыре замка фонаря открываются энергией пиропатрона ПК-ЗМ-1.

КАТАПУЛЬТНОЕ КРЕСЛО КМ-1М обеспечивает покидание самолета на всех высотах полета в диапазоне скоростей от 130 км/ч до предельных для МиГ-27 во всем диапазоне высот (от 0 м) и включает глубокий заголовник, ограничитель разброса рук летчика, систему фиксации летчика в кресле, комплект ККО-5, обеспечивающий защиту летчика от потока. Кресло укомплектовано автоматическим маяком - связной радиостанцией «Комар-2М», начинающим действовать сразу после срабатывания парашютной системы.

Для дублирования подрыва радиоаппаратуры системы «свой-чужой» имеется специальный механизм замыкания, срабатывающий одновременно с катапультой.

Процесс катапультирования проходит следующим образом: при вытягивании сдвоенной ручки катапультирования в начальный момент выдергивается чека, происходит накол капсюлей и срабатывание пиромеханизма плечевого притяга. Под давлением пороховых газов происходит притяг плечевых ремней, выпуск ограничителей разброса рук и выдвижение штока толкателя на кресло, при этом происходит поворот качалки, одно плечо которой приводит в срабатывание микровыключатель автоматического опускания светофильтра шлема ЭШ-5А, другое плечо через трос выдергивает чеку газогенератора сброса фонаря.

ШАССИ самолета _ трехстоечное. Носовая стойка имеет два колеса с бескамерными шинами 520x140, основные стойки - по одному колесу с бескамерными шинами 840x360.

Основная стойка состоит из сварной балки, поворотного узла, консольной полувилки, механизма дополнительного разворота и выносного амортизатора Амортизатор и полувилка закреплены на поворотном узле, установленном на балке и фиксирующимся от поворота при выпущенном шасси упорным болтом и кинематическим замком, образуемым качалкой и тягой.

При уборке шасси щиток гидроцилиндра, убираясь, производит поворот балки относительно оси ее крепления, одновременно с этим происходит дополнительный разворот полувилки с колесом.

Носовая стойка оборудована механизмом возврата колеса в нейтральное положение по полету, размещенным внутри стойки.

На осях полувилок основных стоек и на оси колес носовой стойки установлены грязезащитные щитки, позволяющие самолету рулить и взлетать с грунтовых размокших аэродромов.

Носовая стойка шасси оборудована механизмом поворота МРК-30, предназначенным для разворота колес на углы, пропорциональные отклонению педалей управления.

Тормоза МиГ-27 - дисковые, система торможения пневматическая.

ВОЗДУХОЗАБОРНИК самолета - нерегулируемый. Входные части воздухозаборника отстоят от боковой поверхности фюзеляжа на 80 мм, образуя щели для слива пограничного слоя.

ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Р-29Б-300, изготавливаемый Уфимским моторостроительным производственным объединением, имеет 11-ступенчатый компрессор, 2-ступенчатую турбину, кольцевую камеру сгорания и форсажную камеру.

Имеется система автоматического поддержания постоянного значения температуры газов за турбиной на заданном режиме.

Система запуска ТРДФ - автоматическая автономная от турбостартера ТС-21, представляющего собой малогабаритный ТРД со свободной турбиной и центральным компрессором, рассчитанный на работу в течение не более 60 с. (используется топливо основного двигателя). Воздух в турбостартер поступает через управляемую створку в хвостовой части фюзеляжа (ее отрывание и закрывание сблокировано с системой уборки и выпуска шасси).

В полете запуск двигателя осуществляется от авторотации. На большой высоте, где воздух разряжен, для запуска используется система кислородной подпитки двигателя (для этого на самолете установлен специальный кислородный баллон).

Все агрегаты замкнутой масляной системы ТРДФ смонтированы непосредственно на двигателе, при его установке на самолет никакие дополнительные подсоединения коммуникаций не требуются.

Имеется система охлаждения двигательного отсека, работающая как в полете, так и на земле. В наземных условиях при работающем ТРДФ двигательный отсек охлаждается воздухом, поступающим через тарельчатые клапаны диаметром 70 мм, расположенные на нижних кромках люков двигательного отсека. Клапаны открываются внутрь отсека вследствие разряжения, возникающего в фюзеляже при работе двигателя.

Двигатель отличает относительно низкий удельный расход топлива на всех режимах, малый удельный вес, низкий уровень эмиссии загрязняющих воздух веществ.

Техническая характеристика ТРДДФ Р-29Б-300

Тяга на режимах:

крейсерский 4200 кгс

полный форсаж 11500 кгс

Удельный расход топлива на режимах:

крейсерский 0,78 кг/кГсч

полный форсаж 1,80 кг/кГсч

Температура газа перед турбиной 1130 градС

Расход воздуха 105 кг/с

Степень повышения давления 12,2

на режиме «Максимал» 550 ч

Ресурс 4991,5 мм

Длина двигателя 986 ^

Диаметр по фланцу турбины 1777 кг

Сухая масса двигателя 0,154

Удельная масса

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА включает пять фюзеляжных и шесть крыльевых баков-отсеков, а также два отсека, обеспечивающих питание двигателя топливом при отрицательных перегрузках.

Фюзеляжный бак № 1 расположен вокруг воздушного канала двигателя, бак № 1А расположен под поликом за-кабинного отсека, бак № 3 размещается над двигателем и имеет форму полукольца, бак № 4 расположен в кольцевой части фюзеляжа, бак № 2 - расходный.

Заданный порядок выработки топливных баков поддерживается автоматически при помощи специальных клапанов.

Крыльевые ПТБ емкостью по 800 л устанавливаются и сбрасываются совместно с держателем (сброс производится при помощи пиротолкателя). Их эксплуатация возможна только при крыле, установленном на угол 16 град.

Система заправки топливом - централизованная для всех баков (кроме ПТБ), осуществляется через приемный узел заправки. Допускается и открытая заправка топливом через заливные горловины топливных баков.

ГИДРОСИСТЕМА подразделяется на две автономные системы: бустерную и общую. Каждая из них имеет насос переменной производительности НП-70А-3, приводимый в действие от самолетного двигателя.

Бустерная система обслуживает одну из камер двухкамерных бустеров стабилизатора (БУ-170А) и интерцепто-ров (БУ-190А), а также правый гидромотор системы поворота крыла СПК-1.

Общая гидросистема обеспечивает питанием однокамерный бустер БУ-270 руля направления, вторую камеру бустеров стабилизаторов и интерцепторов, левый гидродвигатель системы СПК-1, а также работу шасси, закрылков, тормозных щитков, механизма разворота носовых колес, системы СОУА, поворотной часта гребня (подфюзеляжно-го киля), турбрстартера ТС-21, механизма летной загрузки педалей, переключение ступеней управления стабилизатором в режиме крена и автоматическое торможение колес при уборке шасси.

Дополнительным источником гидравлической энергии являются шаровые гидроаккумуляторы, установленные по одному в каждой системе и обеспечивающие работоспособность системы при мгновенных расходах рабочей жидкости. Газовые полости гидроаккумуляторов заряжаются техническим азотом.

При работе двигателя в режиме авторотации гидронасос бустерной системы может быть переведен на аварийный привод, выполненный в виде отдельного агрегата, вмонтированного в корпус коробки передач.

Рабочее давление в гидросистеме - 210 кг/см,.

ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА состоит из двух систем основной и аварийной.

Основная система обеспечивает герметизацию и подъем фонаря, пневмосистему прижима крыльевых щитков-уплотнений между подвижными поворотными консолями и неподвижными частями крыла и планером, торможение колес шасси, закрытие перекрываемого клапана топливной системы, управление тормозным парашютом.

Аварийная система обеспечивает аварийное торможение основных колес шасси и аварийный выпуск шасси с одновременной уборкой поворотной часта гребня.

В качестве баллонов воздушной системы использованы полости основных стоек шасси и осей их вращения.

Воздушным баллоном основной системы является полость балки правой стойки шасси, баллоном аварийной системы служит балка левой стойки шасси.

Полость оси вращения левой стойки является воздушным баллоном пневмосистемы прижима крыльевых щитков. Система управления тормозным парашютом имеет отдельный воздушный баллон. Зарядка воздухом основной и аварийной систем выполняется через общий зарядный штуцер и воздушный фильтр.

СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ КАБИНЫ служит для поддержания в кабине летчика и некоторых отсеках БРЭО оптимального температурного режима и давления. На высотах 0-2000 и осуществляется свободная вентиляция кабины, с высоты более 2000 м давление постепенно возрастает, достигая на высоте 9000-12000 м величины 0,3 кгс/см^, эта величина поддерживается до потолка самолета без изменений.

Регулировка давления производится регулятором АРД-57В. При чрезмерно больших давлениях срабатывает предохранительный клапан 127Т.

Воздух «холодной» линии для питания кабины отбирается от копрессора двигателя, проходит через охладительное устройство (в состав его входит воздушный радиатор, испарительный радиатор и турбохолодильник). По «горячей» линии воздух подходит к обратному клапану, минуя охладительное устройство. Перед входом в обратный клапан обе линии соединяются в одну и смешанный воздух подается к крану питания кабины и в коллекторы обдува фонаря, козырька и ног летчика.

ЦЕЛЕВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. Истребитель-бомбардировщик МиГ-23Б оснащался системой автоматического управления самолетом САУ-23Б, навигационным комплексом КН-23, прицельной системой «Сокол-23С», стрелковым прицелом АСП-17Б, лазерным дальномером «Фон», бомбардировочным прицелом ПБК-3, доплеровс-ким измерителем скорости и сноса ДИСС-7, радиокомпасом АРК-15М, радиовысотомером РВ-4, блоком системы ближней навигации РСБН-6С, системой радиоопознавания СРО-2, СПО-10. Имелась система полстановки помех СПС-141.

МиГ-27 имеет станцию наведения «Дельта-2НГ», служащей для управления УР класса «воздух-поверхность» Х-25МР

МиГ-27М и МиГ-27Д имеют прицельно-навигационный комплекс ПрНК-23М. Лазерная система подсветки «Фон» заменена на более совершенный лазерный дально-мер-целеуказатель «Клен-ПМ».

МиГ-27К оснащен прицельно-навигационным комплексом ПрНК-23К,оптоэлектронной системой «Кайра», станцией наведения «Дельта-НЗГ», системой ближней навигации РСБН-6С, радиовысотомером РВ-5/10, СПО-15, СО-69, новыми средствами постановки активных помех СПС-142/143/144/145.

ВООРУЖЕНИЕ. Самолет МиГ-27М может брать на борт:

- до двух ракет класса воздух-поверхность типа Х-29;

- до четырех ракет класса воздух-поверхность типа Х-25;

- до двух ракет класса воздух-поверхность типа Х-23 с блоком управления «Дельта-НМ»;

- до двух противорадиолокационных ракет Х-27ПС с блоком управления «Вьюга»;

- до четырех ракет класса воздух-воздух Р-60 (Р-60М);

- до четырех блоков УБ-32 со 128 НАР С-5 (55 мм);

- до четырех блоков Б-8М с 80 НАР С-8 (80 мм);

- до четырех НАР С-24;

- до 22 бомб ОФАБ-100 (перегрузочный вариант);

- до девяти бомб ФАБ-250 (расположены под крылом по схеме тандем);

- до восьми бомб ФАБ-500 (при максимальной взлетной массе, под крылом по схеме тандем);

- до четырех зажигательных баков ЗБ-500;

- до двух подвесных пушечных установок СППУ-22;

- до трех ПТБ емкостью по 800 л.