Реферат: Штурмовик СУ-25 - текст реферата. Скачать бесплатно.
Банк рефератов, курсовых и дипломных работ. Много и бесплатно. # | Правила оформления работ | Добавить в избранное
 
 
   
Меню Меню Меню Меню Меню
   
Napishem.com Napishem.com Napishem.com

Реферат

Штурмовик СУ-25

Банк рефератов / Астрономия, авиация, космонавтика

Рубрики  Рубрики реферат банка

закрыть
Категория: Реферат
Язык реферата: Русский
Дата добавления:   
 
Скачать
Microsoft Word, 629 kb, скачать бесплатно
Заказать
Узнать стоимость написания уникального реферата

Узнайте стоимость написания уникальной работы

4 Четверть века назад Генеральным констру кторам П.О.Сухим была одобрена идея создания легкого самолета-штурмовика (ЛСШ ) и дано ука зание на проведение работ по формированию облика самолета .-прообраза ныне всимирно известного штурмовика СУ -25 и его многочисле нных модификация. Идея создания специализированного штурмовик а ,предназначенного для непосредственной авиацион ной поддержки сухопутных войск на поле бо я ,сформировалась на основе всесто роннего анализа : -опыт применения штурмовой авиации во II-й мировой войне и локальных конфликтах п ятидесятых шестидесятых годов ; -состояние парка и боевых возможностей зарубежной и отечественной тактической авиации- как использовавшейся ,так и предназначав ш ейся для решения штурмовых задач ; состава и характеристик объектов сухопу тных войск (СВ ) вероятного противника на п оле боя и в ближней тактической глубине ; организации системы противовоздушной оборон ы (ПВО ) СВ и ее характеристик ; -американской програм мы AX по созданию самолета - штурмовика непосредственной поддержки сухопутных войск (уже в ходе разработки проекта ) Анализ убедительно свидетельствовал о н еобходимости проведения работ по созданию спе циализированного штурмовика. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВК А По с воей аэродинамической компоновке штурмовик Су -25 - самолет , выполненный по нормальной аэродинами ческой схеме , с высоко расположенным крылом. Аэродинамическая компоновка самолета настро ена на получение оптимальных характеристик на дозвуковых скорост ях полета. Крыло самолета имеет трапецевидную форм у в плане , с углом стреловидности по п ередней кромки 20 градусов , с постоянной относит ельной толщиной профиля по размаху крыла . Крыло самолета имеет площадь плановой проекци и 30,1 м.кв . Угол поперечного V крыла составля ет - 2,5 градуса. Выбранные законы по размаху крутки и кривизны профиля обеспечили благоприятное ра звитие срыва потока на больших углах атак и , которое , которое начинается вблизи задней кромки крыла в его средней части , что приводит к значите льному увеличению мо мента на пикировании и естественным образом препятствует попаданию самолета на закритиче ские углы атаки. Нагрузка на крыло выбрана из условий обеспечения полета у земли в условиях турбулентной атмосферы не скоростях вплоть до максималь ной скорости полета. Так как исходя из условий полета в турбулентной атмосфере нагрузка на крыло достаточно высока , то для обеспечения выс окого уровня взлетно-посадочных и маневренных характеристик необходима эффективная механизация крыла . Для этих целей на самолете реализована механизация крыла , состоящая из в ыдвижных предкрылков и двухщелевых трехсекционны х (маневр-взлет-посадка ) закрылков. Приращение момента от выпущенной механи зации крыла , парируется перестановкой горизонталь ного оперения. Установка на концах крыла контейне ров (гондол ), в хвостовых частях которых ра сположены расщепляющиеся щитки , позволила увеличи ть величину максимального аэродинамического каче ства . Для этого оптимизирована форма поперечн ых сечений контейнеров и место их установ ки от н осительно крыла . Продольные сечения контейнеров представляют собой аэродинам ический профиль , а поперечные сечения - овальны е с уплотненной верхней и нижней поверхно стями . Испытания в аэродинамических трубах по дтвердили расчеты аэродинамиков на получение п ри установке контейнеров более в ысоких значений макси-мального аэродинамического качес тва . Тормоз ные щитки , установленные в крыльевых контейнерах , удовлетворяют всем стандар тным требованиям к ним - увеличению сопротивле ния самолета не менее чем вдвое , при э том их выпуск не приводит к перебалансиро вке самолета и уменьшению его несущих сво йств . Тормозн ы е щитки выполнены ра сщепляющимися , что позволило увеличить их эфф ективность на 60%. На самолете применен фюзеляж с боков ымим нерегулируемыми воздухозаборниками с косым входом . Фонарь с плоским лобовиком плавно переходит в гаргрот , расположенный на вер хней поверхности фюзеляжа . Гаргрот в хво стовой части фюзеляжа сливается с хвостовой балкой , разделяющей гондолы двигателей . Хвост овая балка - платформа для установки горизонта льного оперения с рулем высоты и однокиле вого вертикального оперения с рулем направл е ния . Хвостовая балка заканчивается контейнером парашютно-тормозной установки (ПТУ ). Аэродинамическая компоновка штурмовика Су -25 обеспечивает : - получение высокого аэродинамического качес тва в крейсерском полете и больших коэффи циентов подъемной силы на р ежимах взл ета и посадки , а также на маневрировании ; - благоприятное протекание зависимости продо льного момента по углу атаки , что препятс твует выходу на большие закритические углы атаки и , тем самым , повышает безопасность полета ; - высокие маневренные хар актеристики при атаке наземных целей ; - приемлемые характеристики продольной устой чивости и управляемости на всех режимах п олета ; - установившийся режим пикирования с угл ом 30 градусов при скорости 700 км /час. Высокий уровень аэродинамического качества и несущих свойств обеспечили возможнос ть возвращения самолета с большими повреждени ями на аэродром. КОМПОНОВКА И КОНСТРУКЦИЯ ФЮЗЕЛЯЖА Фюзеляж самолет а имеет эллипсовидное сечение , выполнен по схеме полумонокок . Конструкция фюзел яжа сборно-клепанная , с каркасом , состоящим из п родольного силового набора - лонжеронов , балок , стрингеров и поперечного силового набора - шпа нгоутов . Технологически фюзеляж разделяется на следующие основные части : - головную часть фюзеляжа с откидным нос ком , откидной частью фонаря , створкам и передней опоры шасси ; - среднюю часть фюзеляжа со створками главных опор шасси ( к средней части фюз еляжа крепятся воздухозаборники и консоли кры ла ); - хвостовую часть фюзеляжа , к которой крепятся вертикальное и гориз онтальное оперение. Контейнер тормозного парашюта представляет собой законцовку хвостовой части фюзеляжа.Эк сплутационных разъемов фюзеляж самолета не им еет. В конструктивно-компановочном плане головную часть самолета можно разделить на следую щии отсеки : -носовую часть фюзеляжа,расположенную перед кабиной и представляющую из себя негермити чный водозащещенный отсек радиоэлектронного обор удования,имеющую сборно-клепную конструкцию и не разъемный стык с кабиной.Для обеспечения доступа к радиоэлектронному оборудования,разм ещенного в отсеке,на боковых поверхностях нос овой части физюляжа выполнены быстросъемные л юки,а в передней части откидной носок ,кот орый откидывается вверх ,а в закрытом виде фиксируется с помощи направляющих штыр ей и замков ; кабину с фонарем летчика ,изготовленную из тетановых плит,сваренных между собой.В стенках кабины имеются отверстия для прохода коммуникаций и гнезда для такелажных узл ов.На полу кабины установлена попереч ная балка,воспренемающая нагрузку от узлов крепл ения подкоса передней опоры шасси.На задней стенки кабины установлены направляющие рельсы кресла . В кабине установлены приборные до ски и пульты,органы управления самолетом и двигателем,катапультное кресло ле т чика. На левом борту самолета установлена откидная подножка,ниша которая имеет коробчетое сечен ие.Кабина выполнена негерметичной,пылезащещенной с избыточным давлением 0,03-0,05 атмосфер.Плита авиационной титановой брони,из которых сварена кабина имеет толщ и ну от 10 до 24 мм.Потери избыточного давления в кабине сведены до минимум за счет герметизации швов и стыков , уплотнение выходов тяг и трубопроводо в ;ненадувного уплотняющего шланга по всему периметру разъема на откидной части фонаря ; -фонарь летчика состои т из неподви жной передний и откидной частей.Откидная част ь фонаря крепится на фюзеляже с помощью замков,жестко закрепленных на подфонарной раме и на левом боковом профиле откидной части . закрытия Открытие фонаря производится в ручную.Подвижная часть откиды вается при эксплуатации вправо.При аварийном сбросе фонарь откидывается назад. - негерметичный подкабинный отсек , расположе нный между 4-м и 7-м шпангоутами , в котор ом установлена авиационная пушка калибра 30 мм с патронным ящиком , системой сбора звенье в и выброса стрелянных гильз и разм ещена встроенная лебедка для подъема и оп ускания патронного ящика . Пушка установлена н а силовой балке , прикрепленной к полу каб ины и к передней консольной белке ; - нишу передней опоры шасси , расположенну ю частично в подкаби нном отсеке и частично в закабинном . Нишу окантовывают би мсы . Снизу ниша закрывается двумя створками . Для защиты радиоэлектронного оборудования , рас положенного в закабинном отсеке , в нише ко леса установлен защитный кожух , выполненный с ъемным для облегчени я доступа к оборудованию ; - закабинный отсек , расположенный между к абиной (шпангоут 7) и передним топливным баком (шпангоут 11), представляет собой пылевлагозащищенный отсек радиоэлектронн ого оборудованию Для обеспечения доступа к оборудованию на верхней и боковых поверхно стях головной части фюзеляжа имеются быстросъ емные люки . На левом борту в нише бака бинного отсека расположена встроенная откидная трехсекционная стремянка , предназначенна я для входа в кабину и подъема на центральную часть фюзеляжа и крыло без использования неземных средств. Средняя часть фюзеляжа в конструктивно-к омпоновочном плане делится на следующие отсек ам : - передний топливный бак , собранный из клепанных (за исключени ем нижней - фрезе рованной ) панелей , расположен между 11-м и 18-м шпангоутами . Для доступа внутрь бака на боковой поверхности имеется люк . В верхне й части топливного бака имеется дополнительна я надстройка , на верхней поверхности которой расположены агрегат ы топливной сис темы , в том числе заливная горловина ; -расходный топливный бак расположен между 18-м и 21-м шпангоутами . В нижней панели бака выполнен люк для обеспечения доступ а внутрь бака . Крышка люка выполнена из бронеплиты , В задней стенке бака располож ен круглый технологический люк ; - центроплан , установленный сверху , в сре дней части фюзеляжа , служит для крепления консолей крыла . Центроплан представляет из се бя топливный бак-отсек , часть расходного бака . Состоит из верхней и нижней фрезерованны х панелей , соединенных между собой нервь юрами и передней и задней стенками и технологическими люками в них . Консоли крыла крепятся к центроплану при помо щи фланцевого стыка по контуру силовых не рвюр ; - ниши главных опор шасси . расположенные под передним топливным б аком (между 12-м и 18-м шпангоутами ) слева и справа от плоскости симметрии фюзеляжа . Верхняя ча сть ниши главных опор ограничена воздушными каналами . Ниша каждой главной опоры шасси закрыта тремя створками ; - негерметичный , водозащитный гаргрот , распол оженн ый в верхней части фюзеляжа над передним топливным баком и центропланом между 11 и 20 шпангоутами . Гаргрот служит для размещения трубопроводов дренажа и наддува ба ков топливной системы , жесткой проводки систе мы управления самолетом и других коммуникаций . Г аргрот разделен двумя продольными стенками на три секции - центральную и две боковые ; - воздушные каналы , проходящие через сред нюю часть фюзеляжа от воздухозаборников к мотоотсекам двигателей . Воздушные канады пролож ены в фюзеляже с зазором относительно то пливных баков и опираются на шпангоут ы фюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляжа конструктивно-компо новочно делится на следующие отсеки : - хвостовую балку-платформу для установки вертикального и горизонтального оперения . Силов ой каркас балки образован поперечным на бором шпангоутов и продольным набором верхних , средних и нижних лонжеронов и стрингеров . Хвостовая балка состоит из отсеков , в которых размещено оборудование самолетных сист ем и систем двигательной установки , а такж е силовой привод перестановки стабили з атора и контейнер тормозных парашютов . Негерметичный , водозащищенный отсек оборудования расположен в хвостовой балке между 21-м и 35-м шпангоутами . Верхняя секция обшивки хв остовой балки перед килем выполнена в вид е съемных крышек люков . На нижней повер х ности балки также находятся люки с откидными крышками на замках или б олтах . По бортам балки имеются съемные люк и для подхода к узлам подвески двигателей . Узлы навески вертикального оперения и ст абилизатора установлены на силовых шпангоутах балки . На боков ы х поверхностях хвостовой балки установлены обтекатели ( зализы ) гондол двигателей ; - две негерметичные мотогондолы двигателей , расположенные по бортам хвостовой балки фюзеляжа . Каждая мотогондола состоит из несъе мной части , состыкованной с хвостовой балко й фюзеляжа , и съемной части - хвостовог о кока . На силовых шпангоутах мотогондол у становлены узлы крепления двигателей . Внутренними стенками мотогондол служат боковые стенки хвостовой балки фюзеляжа . нижняя поверхность несъемных частей мотогондолы состоит и з переднего и заднего откидных капото в , обеспечивающих доступ к двигателю . На м отогондолах имеется ряд эксплуатационных люков . На верхней поверхности каждой мотогондолы установлено по одному воздухозаборнику охлаждени я двигательного отсека. КОМПОНОВКА И К ОНСТРУКЦИЯ КРЫЛА На штурмовике Су -25 установлено свободгнонесущее , высокомеханизиров анное крыло малой стреловидности и большого удлинения. Крыло состоит их двух консолей , соед иненных с центропланом , составляющим одно цел ое в фюзеляжем . Крыло выполнено по к ессонной схеме , поэтому силовую основу каждой консоли составляет кессон , к которому кре пятся носовая и хвостовая части консоли . Н а торцах консолей установлены гондолы с т ормозными щитками. Кессон крыла воспринимает все внешние нагрузки и передает их на центроплан . Кессон крепится к центроплану болтами по средством фланцевого стыка по контуру бортово й нервюры. Кессон состоит из переднего и заднег о лонжеронов , верхней и нижней панелей и нервюр . Внутренняя часть кессона , ограниченна я лонжеронами и нервюрами , выполнена гер метичной и является топливным баком-отсеком. На каждой консоли крыла установлено по пять точек подвески вооружения . Основные передние узлы точек подвески установлены п о силовым нервюрам на переднем лонжероне со стороны кессона . Из пяти держ ателей , установленных на каждой консоли крыла , ч етыре взаимозаменяемых держателя типа БДЗ -25, об еспечивающих пременение всех видов бомбардировоч ного , ракетного и артиллерийского вооружения , и подвесных топливных баков ; один пилон-держат ель , предназначенн ы й для установки пускового устройства АПУ -60 для управляемых ракет класса “воздух-воздух” Р -60. Все держатели крепятся к крылу при помощи шкворневых соединений. В носовой части крыла расположены тя ги управления элеронами , система управления п редкрылками , ж гуты системы управления воо ружением , идущие к держателям , электропроводка . Силовой набор носовой части состоит из носков , верхней и нижней обшивок . Часть носков выполнена силовыми , и на них устано влены опорные элементы , по которым скользят рельсы предкрыл к ов при их выдв ижении и уборке. Хвостовая часть консоли расположена меж ду кессоном и задней стенкой . В хвостовой части расположены выходные патрубки трубопро водов топливной системы , трубопроводы и агрег аты гидравлической системы управления закрылками , торм озными щитками , бустера управления элеронами . В хвостовой части по осям ги дроцилиндров управления закрылками установлены о бтекатели гидроцилиндров , состоящие из двух ч астей : неподвижной , закрепленной на нижней час ти консоли , и подвижной , закрепленной на г и дроцилиндре управления закрылком . Си ловой набор хвостовой части состоит из ди афрагм , верхней и нежней обшивок , В хвосто вой части расположены кронштейны навески закр ылков и элеронов. На конце каждой консоли крыла устано влены гондолы с тормозными щитками . Т о рмозные щитки расположены в хвостовой части гондолы и являются ее естественным продо лжением . верхние и нижние основные щитки к инематически связаны между собой и открываютс я вверх и вниз на одинаковый угол , рав ный 55 градусам . Привод щитков гидравлический. Верхний и нижний основные щитки им еют дополнительные щитки , которые кинематически связаны с каркасом гондолы . При отклонении основных щитков одновременно отклоняются и дополнительные , и , при максимальном угле открытия основных щитков , равном 55 градусам, дополнительные щитки отклоняются на угол 90 градусов относительно наружной плоскос ти основных щитков . Площадь тормозных щитков составляет 1,2 кв.м. Крепление гондол к крылу осуществляется контурным угольником по верхней и нижней панелям кессона крыла и фи тингами со стенками лонжеронов. На нижней поверхности гондол установлен ы фары , а на боковой поверхности с вне шней стороны - бортовые аэронавигационные огни и разъемы наземного переговорного устройства . На гондолы устанавливаются также противобликов ые щит ки , предназначенные для защиты к абины от засветки фарами. На каждой консоли крыла установлен пятисекционный предкрылок , двухсекционный закрылок и элерон. Предкрылок установлен по всему размаху консоли . каждая секция предкрылка имеет п о два рельса дл нав ески на носову ю часть консоли . Управление предкрылком обесп ечивается двумя приводами . В корневой части третьей секции предкрылка имеется ступенька по теоретическому контуру , образующая “зуб” по передней кромке предкрылка . Конструкция предкрылка состоит из диафрагм , в том числе силовых , по которым крепятся рел ьсы , в верхней и нижней обшивок . Секции предкрылка соединяются между собой штырями . Угол отклонения на маневре - 6 градусов , на взлете и посадке - 12 градусов. Обе секции закрылка каждой консоли д вухще левые , сдвижные , с дефлектором . Внутре нние и внешние секции закрылка попарно вз аимозаменяемы . Закрылки установлены на кронштейна х хвостовой части крыла на стальных ползу нах и на роликах-ловителях. Силовой набор каждой секции закрылка состоит из лонжерона, двух силовых ре льсовых нервюр , силовой преводной нервюры , диа фрагм , верхней и нежней обшивок . Все секци и закрылков взаимозаменяемы. Над любой частью закрылка закреплен неподвижно связанный с ним дефлектор . Предкры лки и закрылки трехпозиционные , имеют пол ожения : полетное , маневренное и взлетно-пос адочное . Угол отклонения закрылка на маневре - 10 градусов , на взлете и посадке - 40 градусов. Элерон крыла расположен в концевой части крыла . Элерон имеет три узла навески и осевую компенсацию. Силовой набор э лерона состоит из лонжерона , передней стенки , набора носков и нервюр , верхней и нежней обшивок , лобови ков и балансирами и хвостового профиля . Ба лансиры прикреплены к передней стенке элерона . Угла отклонения элерона + - 23 градуса. КОНСТРУКЦИЯ ОПЕ РЕНИЯ Горизонтальное оперение самолета Су -25 состоит их двух кон солей стабилизатора и центроплана , составляющих единое целое . Стабилизатор имеет три устано вочных положения и управляется с помощью привода . Стабилизатор навешивается двумя узлами на силовой шпанг о ут хвостовой балки , имеет поперечное V, равное +5 градусов. Продольный набор стабилизатора состоит из двух неразъемных лонжеронов , передних стен ок , стрингеров , поперечный набор - из нормальных и силовых нервюр . На силовых нервюрах установлены узлы навески стабилизатора и его привода . К переднему лонжерону стабил изатора крепятся несъемные лобовики . Руль выс оты состоит из двух раздельных половин , св язанных между собой карданным валом . На ка ждой половине руля высоты установлен бустер , а на правой половине до п олни тельно установлен триммер. Руль высоты имеет аэродинамическую комп енсацию и весовую балансировку . Каждая полови на руля высоты навешивается на стабилизатор по трем узлам. Триммер и бустера также имеют аэроди намическую компенсацию и весовую балансировк у. Вертикальное оперение самолета состоит из киля , руля направления и демпфера рыска ния. Киль состоит из центральной силовой части , лобовика и радиопрозрачной законцоки . П родольный набор центральной силовой части кил я состоит из трех лонжеронов , передней стенки и стрингеров , поперечный набор - из нервюр , в том числе силовой бортовой не рвюры и замыкающей концевой нервюры по ст ыку с радиопрозрачной законцовкой . Киль крепи тся к фюзеляжу по трем силовым шпангоутам . Лобовик киля съемный и крепится на б олтах к передней стенке силовой части. В верхней части киля ниже радиопрозр ачной законцовки установлен хвостовой аэронавига ционный огонь . в киле установлены блоки ре гистрации полетных параметров системы “Тестер” . В основании киля установлены воздухозаборники сис темы охлаждения генераторов. Руль направления имеет аэродинамическую и весовую компенсацию , навешивается на киль на трех узлах . На руле направления расп оложен триммер и кинематический сервокомпенсатор . На задней кромке руля направления устано влены баланси ровочные пластины. Конструктивно руль направления состоит из лобовика , передней стенки , лонжерона , нервюр , обшивки и хвостового профиля. Демпфер рыскания - верхняя часть руля направления - имеет аэродинамическую и весовую балансировку , навешивается на ки ль на двух шарнирных опорах . Демпфер рыскания с остоит из лобовика , передней стенки , лонжерона , нервюр , обшивки и хвостового профиля. КОНСТРУКЦИЯ ВОЗ ДУХОЗАБОРНИКОВ На самолете Су -25 установлены нерегулируемые боковые воздухозаб орники с косыми овальными вх одами , пре дставляющие собой передние части воздушных ка налов двигателей. Для уменьшения потерь полного давления на входе в компрессор двигателя при работе на месте и при малых скоростях полета , воздухозаборники имеют скругленные вход ные кромки. Между бор тами фюзеляжа и воздухо заборниками расположены дозвуковые клинья слива пограничного слоя , накопившегося на поверхно сти фюзеляжа , и имеющие ширину 60 мм . Для улучшения работы воздухозаборника на больших углах атаки , плоскость входа воздухозаборника скошена при виде сбоку на 7 гр адусов . Воздухозаборники имеют сборно-клепанную ко нструкцию . носок воздухозаборника имеет продольны е диафрагмы для увеличения жесткости конструк ции на входе воздушного канала . Внутренняя обшивка воздухозаборника подкреплена кольцевы м и шпангоутами , воспринимающими нагру зку разрежения и давления в воздушном кан але. В верхней части каждого воздухозаборник а , над воздушным каналом расположены отсеки самолетного оборудования . доступ к которым обеспечивается через съемные люки . На верхней п оверхности правого воздухозаборники уст ановлен заборник воздухо-воздушного радиатора сис темы кондиционирования. ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с носовым колесом . Главные опоры шасси расположены под средней час тью фюзеляжа и убирают ся в ниши фюзеляжа движением вперед-против полета и к плоскости симметрии самолета. Передняя опора движением назад-по полету убирается в нишу , расположенную частично в подкабинном и частично в закабинном отс еках . Передняя опора шасси смещена относ ительно оси симметрии самолета , что обусловле но ее совместным размещением со встроенной пушечной установкой в подкабинном отсеке. Ниши главных и передней опор закрыва ются створками . Створки имеют кинематические приводы закрытия на земле и в полет е . На главных опорах шасси установлено по одному тормозному колесу типа КТ -136Д с широкопрофильными пневматиками 840х 360 мм . На передней опоре шасси установлено нетормозное колесо типа КН -21 с пневматикам 660х 200мм. Рычажная подвеска колес основных и передней опор обеспечивает амортизацию шасси от вертикальных и боковых сил . В выпущенном положении основные опоры самолета фиксируются замками звеньев складывающихся п одкосов. Для улучшения маневренности самолета пр и движении по земле применена система п оворота колеса передней опоры с управ лением из кабины. Управление поворотом колеса передней оп оры осуществляется отклонением педалей , связанных механическим приводом с золотниковой головко й гидравлического механизма поворота колес . А мортизация шасси пневм огидравлическая . Выпуск и уборка шасси производится от гидросист емы. Для защиты воздухозаборников от попадан ия в них посторонних предметов при взлете , посадке и рулении самолета по взлетно-по садочной полосе на переднюю опору шасси у становлен грязезащитный щиток. Еще одним штатным средством торможения , предназначенным для сокращения длины пробег а самолета при посадке и прерванном взлет е является парашютно-тормозная установка. Контейнер ПТУ является законцовкой хвос товой балки фюзеляжа , в котором размещен вытяжной парашют с пружинным механизмом , второй вытяжной парашют . двухкупольный тормо зной парашют типа ПТК -25 с куполами крестоо бразной формы с площадью по 25 квадратных м етра каждый и соединительное звено. Контейнер парашютно-тормозной установки креп ится по периметру к силовому шпангоуту хвостовой балки и имеет внешне конусообр азную формы , образованную наружной обшивкой . В нутренняя обшивка образует цилиндр , в котором установлена ПТУ . Створка ПТУ представляет собой шаровой сегмент , который перед выпуск ом п арашютов отклоняется вверх. СИСТЕМА УПРАВЛЕ НИЯ САМОЛЕТОМ В систему уп равления самолетом входит управление рулем на правления ( ножное управление ), управление элеронам и и рулями высоты , управление триммерами , управление стабилизатором (ручное управление ). Для уменьшения усилий на ручке управ ления самолетом в поперечном канале установле н бустер . Для снятия усилий с ручки уп равления в системе управления рулем высоты и элеронами установлены механизмы триммерного эффекта с дистанционным электрическим управл ен и ем. Нагрузки от элеронов на ручку управл ения не передаются ; гидроусилители , включенные в систему управления по необратимой схеме , полностью воспринимают шарнирные моменты , во зникающие от аэродинамических нагрузок на руч ке управления в системе управления э л еронами установлен пружинный загрузочный механиз м , который изменяет усилия на ручке управл ения в зависимости от углов отклонения эл еронов. Триммер установлен также и на руле направления. СИЛОВАЯ УСТАНОВ КА На самолете установлены два взаимозаменяемых бе сфорсажны х турбореактивных двигателя Р -95Ш , с нерегу лируемым соплом с нижерасположенной коробкой приводов , с автономным электрическим запуском. Двигатели размещены в мотоотсеках по обеим сторонам хвостовой балки самолета. Воздух в двигатели подается по д вум цилиндрическим воздушным каналам с овальными дозвуковыми нерегулируемыми воздухозабор никами. Передний торец двигателя стыкуется с воздушным каналом через резиновый уплотнительн ый жгут. Двигатель самолета имеет нерегулируемое сужающееся сопло , располо женное в хвостов ой части мотогондолы так , что его срез совпадает со срезом мотогондолы . Между внеш ней поверхностью сопла и внутренней поверхнос тью мотогондолы имеется кольцевой зазор для выхода воздуха , продуваемого через мотоотсек . Вследствие отрицательн о го влияния струи двигателя Р -95Ш на горизонтальное оперение угол излома сопла был отклонен в низ на 2 градуса. Двигатели крепятся к силовым шпангоутам мотогондолы в двух поясях : переднем и заднем . Передний пояс крепления состоит из трех узлов - двух боковы х , регулируемы х по длине тяг , и верхней цапфы-штыря . Тяги воспринимают вертикальные усилия , а штыр ь - тягу двигателя и боковые нагрузки . Задн ий пояс крепления состоит из трех узлов : двух регулируемых по длине боковых тяг , воспринимающих вертикальные усили я , и верхней горизонтальной тяги , воспринимающей боковые нагрузки. К системам , обеспечивающим работу силово й установки самолета , относятся : - топливная система ; - система управления двигателями ; - приборы контроля работы двигателей ; - система запуска двига телей ; - система охлаждения двигателей ; - система противопожарной защиты ; - система дренажа и суфлирования. Для обеспечения нормальной работы двига телей и его систем система дренажа обеспе чивает выведение остатков топлива , масла и гидросмеси за борт самол ета после остановки двигателей или в случае неудавшегос я запуска. Система управления двигателями предназначен а для изменения режимов работы двигателей и обеспечивается автономное управление каждым двигателем . Система состоит из пульта упр авления двигателя ми на левом борту ка бины летчика и тросовой проводки с ролика ми , поддерживающими трос , тандерами , регулирующими натяжение тросов , и блоков редукторов пер ед двигателями. В конструкцию каждого двигателя входят следующие узлы : - осевой двухроторный восьмисту пенчатый компрессор ; - прямоточная трубчато-кольцевая камера сгор ания с десятью жаровыми трубами ; - осевая двухступенчатая реактивная газовая турбина с охлажденными сопловыми лопатками первой ступени , корпусом и диском ; - нерегулируемое реактивное сопло. На двигателе устанавливаются следующие агрегаты : - стартер-генератор ; - генератор переменного тока ; - гидронасос ; - топливный насос-регулятор. Каждый двигатель оборудован следующими системами : - топливной системой ; - масляной системой ; - системой отбора в оздуха ; - системой запуска. Масляная система двигателя - замкнутого типа , автономная , предназначена для поддержания нормального температурного состояния трущихся деталей , мсеньшения их износа и уменьшения потерь на трение. Система запуска обеспечивает а втоно мный и автоматический запуск двигателей и выход их на устойчивую частоту вращения . Запуск двигателей на земле можно производи ть от бортового аккумулятора или от аэрод ромного источника питания. Охлаждение двигателей , агрегатов и конст рукции фюзеляжа о т перегрева обеспечивает ся набегающим потоком воздуха , поступающим че рез воздухозаборники охлаждения за счет скоро стного напора . Воздухозаборники охлаждения двигат ельных отсеков расположены на верхней поверхн ости мотогондол . Попавший в них воздух под дейс т вием скоростного напора рас текается по двигательным отсекам , охлаждая дв игатель , его агрегаты и конструкции . Отработан ный охлаждающий воздух выходит наружу через кольцевой зазор , образованный мотогондолой и соплами двигателей. Охлаждение электрических ген ераторов , установленных на двигателях , также производитс я набегающим потоком воздуха за счет скор остного напора . Воздухозаборники охлаждения генер аторов установлены на верхней поверхности хво стовой балки фюзеляжа перед килем , в хвос товой балке патрубки д е лятся на левый и правый трубопроводы . Пройдя генерат оры и охладив их , воздух выходит в дви гательный отсек , смешиваясь с основным охлажд ающим воздухом. Система противопожарного оборудования предн азначена для обнаружения , сигнализации и туше ния пожара в отс еках двигателей (мотоо тсеках ). На самолете установлено противопожарное оборудование с двумя системами сигнализации и двумя огнетушителями. Противопожарное оборудование включает : - средства предупреждения пожара ; -средства сигнализации о пожаре ; - средст ва тушения пожара. Средствами предупреждения пожара являются конструктивные мероприятия по ограничению расп ространения пожара , организация охлаждения пожаро опасных отсеков , которыми на самолете являютс я отсеки двигателей , разделенные между собой конструкц ией хвостовой балки фюзеляжа. На самолете установлено две системы сигнализации о пожаре , по одной на каждый двигательный отсек . Система сигнализации о пожаре состоит из исполнительного блока и соединенных с ним двух групп датчиков. Средства тушения пожар а включают в себя два огнетушителя и распределительны е коллекторы . Огнетушители расположены в мото отсеке двигателей , коллекторы с подходящими к ним трубопроводами от огнетушителей установл ены по обводам шпангоутов . ТОПЛИВНАЯ СИСТЕ МА Топливная систе ма д вигателя предназначена для питания двигателя топливом в процессе запуска и на всех режимах работы . Топливная система двигателя состоит из системы основного топ лива и системы пускового топлива. Топливо на самолете размещено в сооб щающихся между собой топли вных баках под избыточным давлением 0,1 кг . на см.кв. Топливная система самолета обеспечивает подачу топлива из баков к двигателям в заданной последовательности на всех режимах работы самолета и при любом положении его в воздухе . Топливная система включа ет в себе баки , в которых размещае тся топливо ; агрегаты , устройства и топливопро воды для заправки топливом баков на земле ; агрегаты , устройства и трубопроводы , обеспечи вающие подачу топлива из баков к двигател ям ; систему питания двигателей при действии ну л евых и отрицательных перегрузок ; приборы и устройства для контроля работы топливной системы на земле и в возду хе ; агрегаты , устройства и трубопроводы наддув а и дренажа топливных баков. топливо размещается в двух фюзеляжных баках-отсеках - баке № 1 (передне м ) и ба ке № 2 (заднем ), в баке в центроплане , рас положенным над баком № 2, в крыльевых баках ( по одному в каждой консоли ). всего в самолете Су -25 5 топливных баков . Под консол и крыла самолета можно установить 4 подвесных топливных бака , по два под каждую к о нсоль . Суммарная эксплуатационная ем кость топливных баков составляет 3660 литров , в том числе емкость фюзеляжных топливных бак ов составляет 2386 литра , емкость бака-отсека кажд ой консоли составляет 637 литров . Топливо из подвесных топливных баков выдавли в ае тся в бак № 1 воздухом с избыточным дав лением 0,65 кг . на см.кв . Каждый бак имеет емкость 80 литров. Расходным баком является бак № 2 , расп оложенный в центре тяжести самолета. Фюзеляжные и крыльевые баки представляю т собой герметичные баки-отсеки , явля ющиес я элементами конструкции фюзеляжа и крыла самолета. На боковых поверхностях баков № 1 и № 2, отделенных от воздушного канала компо новочным зазором и на нижних поверхностях бака в центроплане и бака № 1 установлен протектор , который существенно снижает потери топлива при пробоях стенок баков и уменьшает возможность возникновения пожара . Двухслойные протектирующие элементы имеют толщин у до 20 мм. Для обеспечения взрывобезопасности топливны х баков фюзеляжа , крыла , центроплана и под весных баков их внутренн ие объемы зап олнены пористым заполнителем - пенополиуретаном . Д ля обеспечения защиты от пожара смежных о тсеков , расположенных рядом с первым и вто рым топливными каналами и баками также за полнено пенополиуретаном. Закладка в баки пенополиуретановых вкла ды шей производится через монтажные люки. В подвесные топливные баки пенополиурет ановые вкладыши закалываются при разобранном по стыковым шпангоутам баке . Крепление вклады шей в баке осуществляется путем их натяга при помощи лент , а также вследствие т ого , что вкладыши вырезаются по внешнему контуру баков с припуском. Система дренажа и наддува обеспечивает в крыльевых и фюзеляжных баках избыточно е давление на всех режимах полета , с э той целью все баки соединены дренажными т рубопроводами , в которые подается во здух от заборника скоростного напора и систем ы наддува. Заправка баков топливом осуществляется двумя способами : - открытым централизованным ; - от крытым через заливные горловины каждой емкост и . При открытом централизованном способе запр авка фюзеляжных и к рыльевых баков вып олняется через заправочную горловину бака № 1. Последовательность выработки топлива из баков обусславлена требованием сохранения центро вки самолета в заданных пределах на всех режимах полета . Так как бак № 2 - расход ный , от вырабатываетс я в в последнюю очередь и поддерживается заполненным на всех режимах работы двигателя за счет пер екачки топлива из баков фюзеляжа и крыла . Подача топлива к двигателям обеспечивается тремя способами : - подкачивающим насосом из бака № 2 на всех режимах полета при отсутствии нулевых и отрицательных перегрузок ; - вытеснением из бачка-аккумулятора при д ействии нулевых и отрицательных перегрузок ; - самотеком через обратные клапаны при отказе насоса . Топливо к насосам , установлен ным по одному на каждом двигателе , п одается из расходного бака насосом по дкачки. Емкость бачка-аккумулятора обеспечивает рабо ту двигателей на нулевых или отрицательных перегнузках в течении 15-ти секунд . При н ормальной работе топливной системы бачок-аккумуля тор полностью заполнен топливом. Топливо из крыльевых баков в расходн ый перекачивается струйными насосами. Выработка топлива из подвесных топливны х баков производится под действием давления наддува . Подвесные топливные баки вырабатыва ются в первую очередь . Конструктивно подвесно й топлив ный бак выполнен в виде ц илиндрической оболочки , подкрепленной шпангоутами , приваренными к ней электросваркой . Для улуч шения транспортабельности и условий хранения подвесной бак выполнен разъемным , из трех частей : носовой , средней и хвостовой , соединенн ых по стыку болтами . Герметичность обеспечивается установкой по разъемам стыковых колец . На хвостовой части подвесного топлив ного бака установлен стабилизатор , состоящий из двух горизонтально расположенных консолей . Средняя часть подвесного топливного бака - силовая , на ней расположены узлы подвески бака к балочному держателю .; в средней части подвесного бака установлена труба , служащая для отбора топлива из бака . СИСТЕМА СПАСЕНИ Я ЛЕТЧИКА САМОЛЕТА Для спасения летчика на самолете Су -25 установлено катапу льтн ое кресло К -36Л , которое служит рабочим местом летчика и обеспечивает его спасение до скоростей 1000 км . в час во всем диапазоне высот полета , включая взлет и посадку , оно является облегченным вариа нтом кресла К -36Д , и не имеет ограничит елей разброса рук, дефлектора и си стемы подтяга ног. В полете летчик удерживается в кресл е индивидуальной подвесной и привязной систем ой . а бесступенчатое регулирование сиденья по росту обеспечивает летчику удобное для р аботы и обзора положение в кабине. Защита летчика от возникающих при катапультации перегрузки и воздействия скоро стного напора обеспечивается высотным снаряжение м , принудительной фиксацией в кресле и уст ойчивой стабилизацией катапультного кресла . катап ультирование производится при вытягивании ручек катапуль т ирования , после чего все системы кресла и бортовая система аварий ного сброса фонаря срабатывают автоматически вплоть до ввода спасательного парашюта и отделения летчика от кресла . После отделения от кресла купол спасательного парашюта н аполняется и обеспе ч ивает спасение летчика , а поддержание жизнедеятельности летчик а после приземления или приводнения обеспечив ается средствами носимого аварийного запаса , отделяющегося от кресла вместе с летчиком. Сброс откидной части фонаря возможен от ручки катапультиров ания на кресле к - 36Л и от ручки автономного сброса . Управление откидной частью фонаря осуществляет ся от двух систем - эксплуатационной и ава рийной. СИСТЕМА КОНДИЦИ ОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА Система кондици онирования воздуха обеспечивает : - необходимые условия д ля работы летчика в кабине , поддерживает избыточное д авление в кабине в пределах (0,03 - 0,05) кгс . на см.кв. - обогрев и вентиляцию кабины ; - предохранение стекол фонаря от запотев ания ; - необходимую температуру в блоках радио электронного оборудования. Д ля улучшения теплового режима л етчика установлена система вентиляции снаряжения , обеспечивающая подачу на всех режимах по лета , разбеге и рулежке , необходимого расхода кондиционированного воздуха в пространство п од одеждой. Для системы кондиционирования ис пол ьзуется воздух , отбираемый за восьмой ступень ю компрессора каждого двигателя , который зате м последовательно охлаждается в двух воздухов оздушных радиаторах и в турбохолодильнике . Си стема кондиционирования начинает работать одновр еменно с запуском двигат е лей. Регулирование подачи воздуха в кабину , а также включение и отключение вентиляции костюма осуществляется летчиком вручную. КИСЛОРОДНОЕ ОБО РУДОВАНИЕ Кислородное обо рудование совместно со специальным снаряжением предназначено для обеспечения необходим ых условий жизнедеятельности летчика и обеспечи вает полеты в следующих условиях : длительно на всех высотах полета самолета и крат ковременно при катапультировании. При проведении полетов летчик должен быть одет в следующее специальное снаряжен ие : - защитны й шлем с кислородной ма ской ; - вентилируемый костюм ; - противоперегрузочный костюм. Полеты над водной поверхностью выполняю тся в морском спасательном снаряжении. Кислородное оборудование состоит из дву х кислородных систем : основной и кресельной. Основна я кислородная система состои т из бортового комплекта кислородного прибора и кислородных баллонов . Бортовой запас ки слорода основной системы заключен в четырех пятилитровых баллонах в газообразном состоян ии при давлении 150 атмосфер. Подача кислорода в мас ку при нормальной работе оборудования производится ле гочным автоматом кислородного прибора , начиная с высоты 2 км. Кресельная кислородная система состоит из блока кислородного оборудования , объединенного разъема коммуникаций , механизмов автоматического и ручного включения системы. Система предназначена для питания кисло родом при катапультировании в кресле и по следующем спуске , при отказе основной системы , для обеспечения всплытия из-под воды пос ле катапультирования и пребывания на плаву в течении 3 минут с момента включения системы . ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Гидравлическая система самолета состоит из двух независимых друг от друга гидросистем. Каждая гидросистема состоит из блока питания , магистралей нагнетания и слива и отдельных систем , состоящих из рас преде лительных устройств , органов и исполнительных магистралей. Первая гидросистема обеспечивает управление колесом передней опоры шасси . уборку и выпуск тормозных щитков , уборку и выпуск предкрылков и закрылков . перестановку стабилиза тора , управление эле ронами , аварийный выпу ск шасси , автоматическое торможение колес осн овных опор при уборке шасси , аварийное тор можение колес основных опор шасси. Вторая гидросистема обеспечивает уборку и выпуск шасси . основное торможение колес основных опор шасси , управлен ие элеронами , управление колесом передней опоры шасси. Каждая гидравлическая система имеет сво й источник давления (насос ), свои распределител ьные устройства , исполнительные органы , трубопрово ды и емкости с рабочей жидкостью . Давление в гидросистемах 210 к илограммов на квад ратный сантиметр . Обе гидросистемы являются с истемами закрытого типа с поддавливанием от гидроаккумулятора. СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ Система электро снабжения самолета состоит из источников элек троэнергии и электрической сети , в которую входят : аппаратура управления , регулирования и защиты , коммутационная аппаратура , электропро водка и электроразъемы. Генераторы переменного и постоянного то ка и преобразования в полете обеспечивают каждый свою группу потребителей . Основными источниками одн офазного тока являются два комбинированных преобразователя . Аварийным и резервным источником постоя нного тока являются две аккумуляторные батаре и. Для подключения бортовой электросети са молета к наземным источникам электроэнергии н а борту самолета устан овлены два штеп сельных разъема аэродромного питания (один - по стоянного тока . второй трехфазного переменного тока ). ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛ ЬНАЯ СИСТЕМА Противообледенитель ной системы входных кромок воздухозаборников и передних кромок несущих поверхностей нет. На самолете стоит противообледенительная система фонаря , которая обеспечивает обогрев лобового бронеблока козырька фонаря. На экспериментальном самолете Т 8 - 1 против ообледенительная система фонаря включила систему обдува лобового бронеблока горячим воз духом от системы кондиционирования. Уже на модификации Су -25Т дополнитель но установлена спиртовая система противообледене ния стекла лазерной станции прицеливания “При чал” комплекса “Шквал” , включающая спиртовой бачок емкостью 6 литров и систему распыления. РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Радиоэлектронное оборудование включает в себя : - прицельное оборудование ; - пилотажно-навигационное оборудование ; - радиотехническое оборудование ; - средства обороны самолета ; - аппаратуру регистрации и контроля. Прицельн ое оборудование. Прицельное оборудование самолета обеспечива ет решение задач применения вооружения по наземным и воздушным целям в условиях их визуальной видимости. В состав прицельного оборудования входя т : - авиационный стрелково-бомбардировочный прицел АСП -17БЦ , обеспечивающий прицеливание пр и стрельбе , бомбометании и пуске ракет дне м и ночью по визуально видимым наземным и воздушным целям ; - лазерная станция подсвета и дальнометр ирования “Клен-ПС” (9,17), которая обеспечивает измерен ие наклонной дальн ости до цели при решении задач прицеливания и выдачи ее в прицел , а также для наведения УР с лазерной головкой наведения ; - блок согласующих устройств ; - аппаратура формирования сигналов управлени я , обеспечивающая формирование электрических сигн алов для от клонения зеркала станции п одсвета и дальнометрирования и подвижной марк и прицела , пропорциональных управляющим воздейств иям летчика. Пилотажно-навигационное оборудование. Основой пилотажно-навигационного оборудования является навигационный комплекс КН -23 -1, ко торый предназначен для определения и выдачи в прицельно-вычислительные устройства и на индикаторные приборы навигационно-пилотажных парам етров , необходимых для выполнения полета и решения боевых задач. Навигационный комплекс обеспечивает : -непрерывн ое автоматическое счисление координат самолета по данным автономных сред ств ; -выполнение маршрутного полета , выход в район заданной цели , возврат на аэродром посадки , снижение на высоту предпосадочного маневра , повторный заход на посадку ; - определение и в ыдачу основных навигационных и пилотажных параметров. Навигационный комплекс состоит из : - инерциальной курсовертикали ИКВ -1; -радиотехнической системы ближней навигации и посадки (РСБН ); - доплеровского измерителя путевой скорости и угла скоса . Кроме нав игационного комплекса в состав пилотажно-навигационного обо рудования самолета входят : -автоматический радиокомпас , обеспечивающий во ждение самолета по приводным и широковещатель ным радиостанциям , а также заход на посадк у в условиях отсутствия наземной сист емы РСБН или при отказе бортовой системы ; - система воздушных сигналов , обеспечивающая выдачу потребителям и на индикаторы исти нной воздушной скорости , абсолютной и относит ельной барометрической высоты и числа М п олета ; - радиовысотомер малых высот ; -марке рное радиоприемное устройство . о беспечивающее определение момента пролета самоле та над марекрным радиомаяком ; - датчики углов и скольжения ДУА -3; -приемники воздушного давления : основной - В Д -18Г -3М и резервный - ПВД - 7; - автономные пилотажно-навигационн ые при боры в кабине летчика. Радиотехническое оборудование. Радиотехническое оборудование самолета обес печивает радиосвязь с наземными объектами и с самолетами во всем диапазоне высот и радиусов самолета. В состав радиотехнического оборудования входят : - связная радиостанция Р -862, предназначенная для телефонной радиосвязи в метровом и дециметровом диапазонах волн между самолетами и наземными объектами ; - радиостанция связи с сухопутными войск ами Р -828, которая обеспечивает радиотелефонную связь с пункта ми управления и отдельн ыми подвижными объектами войск . Р -828 - малогабари тная многоканальная ультракоротковолновая радиостанц ия , позволяющая осуществлять безпоисковую и б езподстроечную радиосвязь в пределах прямой в идимости ; - самолетный радиолокационный о тветчик системы госопознования ; - самолетный ответчик СО -69, предназначенный для решения задач управления воздушным дви жением на трассах и в зонах аэродромов и работающий с радиолокаторами систем поса дки , обнаружения и наведения ; - антенно-фидерная система ; - самолетное переговорное устройство СПУ-. Средства обороны самолета. Средства обороны самолета включают в себя : - аппаратуру обнаружения работающих РЛС ; - станцию активных радиотехнических помех ; - автомат постановки пассивных инфракрасных помех и ди польных отражателей. Средства обороны самолета обеспечивают предупреждение летчика об облучении самолета наземными РЛС зенитно-ракетных комплексов и и стребителей противника . пеленгование РЛС в ра зличных режимах излучения , прогнозирование пусков ракет клас са “воздух-воздух” и”воздух-пов ерхность” , создание активных помех РЛС управл ения оружием , создание инфракрасных помех рак етам с тепловыми головками самонаведения. Аппаратура регистрации и контроля. Аппаратура регистрации и контроля , устан овленная на само лете , включает в себя : - систему записи режимов полета и па раметров бортовых систем “Тестер-УЗ” ; - фотоконтрольный прибор СШ -45; - авиационный киносъемочный аппарат АКС -5; - самолетный магнитофон МС -61М. Бортовая система “Тестер-УЗ” предназначена для реги страции параметров полета и сохранения записанной информации полета и сохранения записанной информации в случае лет ного пришествия . Послеполетная дешифровка записан ной информации позволяет оценить работу систе м , траекторию и положение самолета в прост ранс т ве . действия экипажа в полете . Основу системы регистрации параметров с оставляет магнитный регистратор,производящий измерени я. Для сохранения записанной информации в случае летного происшествия , летно-протяжный механизм с магнитным накопителем информации размещен в специальном контейнере. Фотоконтрольный прибор СШ -45 предназначен для проверки правильности прицеливания при ра боте с прицелом как при боевом применении вооружения , так и в учебных целях . При бор установлен непосредственно на прицеле , чт о позво ляет производить одновременно съем ку цели и сетки прицела. Авиационный киносъемочный аппарат АКС -5 у становлен в носовой части фюзеляжа и пред назначен для контроля результатов стрельбы из пушек и при пуске ракет. Магнитофон МС -61М предназначен для до кумен тирования переговоров экипажа с друг ими абонентами , а также записи позывных ра диомаяков и специальных сигналов. ВООРУЖЕНИЕ АРМЕ ЙСКОГО ШТУРМОВИКА Вследствие воз ложенных на штурмовик обязанностей он несет на себе мощное наступательное вооружение.В процесс е разработки машины,а также в ходе ее дальнейшей модернизации по желанию заказчика на самолет устанавливались все более новые системы вооружения,позволяющие расш ирять возможности применения СУ -25.В варианте аван проекта ЛСШ самолет имел 6 подкрыльевых точ е к подвески на которых по двешавались бомбы,неуправляемые ракеты,подвесные пушеч ные установки и топленные баки,а также оди н подфизюляжный узел подвески,на котором разм ещались или подвесная пушка ,или дополнительн ый топливный бак общей массой 2500 кг.В вариа н те проекта ЛВСШ самолет уже имел практически схожие с серийными машинами характеристики -10 узлов подвески ,мощное вооруж ение общей массой 300 кг. Вооружения серийного армейского самолета-шту рмовика состоит из средств поражения наземных и воздушных целей и системы управл ения оружием (СУО ),обеспечивающей надежное пор ажение различными способами в условиях их визуальной видемости. Самолет имеет 10 узлов,подвески расположенных под крылом,на восьми из них,рассчитанных на погрузку 500 кг,он несет различное воору жение следующих типов : -бомбардированное ; -управляемое ракетное ; -неуправляемое ракетное ; -пушечное (артиллерийское ),а на двух ос тальных-управляемые ракеты (УР ) “воздух-воздух” для ближнего боя.Бомбардировачное вооружение размеща ется на балочных держателя х БДЗ -25 или многозамковых балочных держателях МБД -2-67У. Список литературы : Ильдар Бедретдинов “Штурмовик ОКБ П.О.Сухо го СУ -25” МОСКОВСКИЙ АВЕАЦИ ОННЫЙ ИНСТИТУТ (ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ) ФРОНТОВОЙ ИСТРЕБИТЕЛЬ МиГ -29 ОКБ им . А.И.Микаяна Реферат студента 1-го курса факультета № 2 гр . 02-104 Хамзина Р.Ж. Москва 1996 г.
1Архитектура и строительство
2Астрономия, авиация, космонавтика
 
3Безопасность жизнедеятельности
4Биология
 
5Военная кафедра, гражданская оборона
 
6География, экономическая география
7Геология и геодезия
8Государственное регулирование и налоги
 
9Естествознание
 
10Журналистика
 
11Законодательство и право
12Адвокатура
13Административное право
14Арбитражное процессуальное право
15Банковское право
16Государство и право
17Гражданское право и процесс
18Жилищное право
19Законодательство зарубежных стран
20Земельное право
21Конституционное право
22Конституционное право зарубежных стран
23Международное право
24Муниципальное право
25Налоговое право
26Римское право
27Семейное право
28Таможенное право
29Трудовое право
30Уголовное право и процесс
31Финансовое право
32Хозяйственное право
33Экологическое право
34Юриспруденция
 
35Иностранные языки
36Информатика, информационные технологии
37Базы данных
38Компьютерные сети
39Программирование
40Искусство и культура
41Краеведение
42Культурология
43Музыка
44История
45Биографии
46Историческая личность
47Литература
 
48Маркетинг и реклама
49Математика
50Медицина и здоровье
51Менеджмент
52Антикризисное управление
53Делопроизводство и документооборот
54Логистика
 
55Педагогика
56Политология
57Правоохранительные органы
58Криминалистика и криминология
59Прочее
60Психология
61Юридическая психология
 
62Радиоэлектроника
63Религия
 
64Сельское хозяйство и землепользование
65Социология
66Страхование
 
67Технологии
68Материаловедение
69Машиностроение
70Металлургия
71Транспорт
72Туризм
 
73Физика
74Физкультура и спорт
75Философия
 
76Химия
 
77Экология, охрана природы
78Экономика и финансы
79Анализ хозяйственной деятельности
80Банковское дело и кредитование
81Биржевое дело
82Бухгалтерский учет и аудит
83История экономических учений
84Международные отношения
85Предпринимательство, бизнес, микроэкономика
86Финансы
87Ценные бумаги и фондовый рынок
88Экономика предприятия
89Экономико-математическое моделирование
90Экономическая теория

 Анекдоты - это почти как рефераты, только короткие и смешные Следующий
Чем ты белее, мягче и пушистее, тем приятнее вытереть о тебя ноги.
Anekdot.ru

Узнайте стоимость курсовой, диплома, реферата на заказ.

Обратите внимание, реферат по астрономии, авиации, космонавтике "Штурмовик СУ-25", также как и все другие рефераты, курсовые, дипломные и другие работы вы можете скачать бесплатно.

Смотрите также:


Банк рефератов - РефератБанк.ру
© РефератБанк, 2002 - 2016
Рейтинг@Mail.ru