Реферат: Штурмовик СУ-2 - 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-2

Банк рефератов / Астрономия, авиация, космонавтика

Рубрики  Рубрики реферат банка

закрыть
Категория: Реферат
Язык реферата: Русский
Дата добавления:   
 
Скачать
Microsoft Word, 522 kb, скачать бесплатно
Заказать
Узнать стоимость написания уникального реферата

Узнайте стоимость написания уникальной работы

24 25 Четверть века назад Генеральным ко нструкторам П.О.Сухим была одобрена идея создания легкого самолета-штур мовика (ЛСШ) и дано указание на проведение работ по формированию облика с амолета.-прообраза ныне всимирно известного штурмовика СУ-25 и его многоч исленных модификация. Идея создания специализированног о штурмовика ,предназначенного для непосредственной авиационной подде ржки сухопутных войск на поле боя ,сформировалась на основе всесторонне го анализа: -опыт применения штурмовой авиации во II-й мировой войне и л окальных конфликтах пятидесятых шестидесятых годов; -состояние парка и боевых возможностей зарубежной и отеч ественной тактической авиации-как использовавшейся ,так и предназнача вшейся для решения штурмовых задач; состава и характеристик объектов сухопутных войск (СВ) вероятного противника на поле боя и в ближней тактической глубине; организации системы противовоздушной обороны (ПВО) СВ и ее характеристик ; -американской программы AX по созданию самолета- штурмовик а непосредственной поддержки сухопутных войск (уже в ходе разработки пр оекта) Анализ убедительно свидетельствовал о необходимости п роведения работ по созданию специализированного штурмовика. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА По своей аэродинамич еской компоновке штурмовик Су-25 - самолет, выполненный по нормальной аэро динамической схеме, с высоко расположенным крылом. Аэродинамическая компоновка самолета настроена на пол учение оптимальных характеристик на дозвуковых скоростях полета. Крыло самолета имеет трапецевид ную форму в плане, с углом стреловидности по передней кромки 20 градусов, с постоянной относительной толщиной профиля по размаху крыла. Крыло само лета имеет площадь плановой проекции 30,1 м.кв. Угол поперечного V крыла сост авляет - 2,5 градуса. Выбранные законы по размаху крутки и кривизны профил я обеспечили благоприятное развитие срыва потока на больших углах атак и, которое, которое начинается вблизи задней кромки крыла в его средней ч асти, что приводит к значительному увеличению момента на пикировании и е стественным образом препятствует попаданию самолета на закритические углы атаки. Нагрузка на крыло выбрана из условий обеспечения пол ета у земли в условиях турбулентной атмосферы не скоростях вплоть до мак симальной скорости полета. Так как исходя из условий полета в турбулентной атмос фере нагрузка на крыло достаточно высока, то для обеспечения высокого ур овня взлетно-посадочных и маневренных характеристик необходима эффект ивная механизация крыла. Для этих целей на самолете реализована механиз ация крыла, состоящая из выдвижных предкрылков и двухщелевых трехсекци онных (маневр-взлет-посадка) закрылков. Приращение момента от выпущенной механизации крыла, парируется перестановкой горизонтального оперения. Установка на концах крыла контейнеров (гондол), в хвост овых частях которых расположены расщепляющиеся щитки, позволила увели чить величину максимального аэродинамического качества. Для этого опт имизирована форма поперечных сечений контейнеров и место их установки относительно крыла. Продольные сечения контейнеров представляют собой аэродинамический профиль, а поперечные сечения - овальные с уплотненно й верхней и нижней поверхностями. Испытания в аэродинамических трубах п одтвердили расчеты аэродинамиков на получение при установке контейнер ов более высоких значений макси-мального аэродинамического качества. Тормозные щитки, установленные в к рыльевых контейнерах, удовлетворяют всем стандартным требованиям к ни м - увеличению сопротивления самолета не менее чем вдвое, при этом их выпу ск не приводит к перебалансировке самолета и уменьшению его несущих сво йств. Тормозные щитки выполнены расщепляющимися, что позволило увеличи ть их эффективность на 60%. На самолете применен фюзеляж с бок овымим нерегулируемыми воздухозаборниками с косым входом. Фонарь с пло ским лобовиком плавно переходит в гаргрот, расположенный на верхней пов ерхности фюзеляжа. Гаргрот в хвостовой части фюзеляжа сливается с хвост овой балкой, разделяющей гондолы двигателей. Хвостовая балка - платформа для установки горизонтального оперения с рулем высоты и однокилевого в ертикального оперения с рулем направления. Хвостовая балка заканчивае тся контейнером парашютно-тормозной установки (ПТУ). Аэродинамическая компоновка штурмовика Су-25 обеспечив ает: - получение высокого аэродинамического качества в крейс ерском полете и больших коэффициентов подъемной силы на режимах взлета и посадки, а также на маневрировании; - благоприятное протекание зависимости продольного мом ента по углу атаки, что препятствует выходу на большие закритические угл ы атаки и, тем самым, повышает безопасность полета; - высокие маневренные характеристики при атаке наземных целей; - приемлемые характеристики продольной устойчивости и у правляемости на всех режимах полета; - установившийся режим пикирования с углом 30 градусов при скорости 700 км/час. Высокий уровень аэродинамического качества и несущих свойств обеспечили возможность возвращения самолета с большими повреж дениями на аэродром. КОМПОНОВКА И КОНСТРУКЦИЯ ФЮЗЕЛЯЖА Фюзеляж самолета имеет эллипсовид ное сечение, выполнен по схеме полумонокок. Конструкция фюзеляжа сборно- клепанная, с каркасом, состоящим из продольного силового набора - лонжер онов, балок, стрингеров и поперечного силового набора - шпангоутов. Техно логически фюзеляж разделяется на следующие основные части: - головную часть фюзеляжа с откидным носком, откидной частью фонаря, створками передней опоры шасси; - среднюю часть фюзеляжа со створками главных опор шасси ( к средней части фюзеляжа крепятся воздухозаборники и консоли крыла); - хвостовую часть фюзеляжа, к которой крепятся вертикальн ое и горизонтальное оперение. Контейнер тормозного парашюта представляет собой зако нцовку хвостовой части фюзеляжа.Эксплутационных разъемов фюзеляж само лета не имеет. В конструктивно-компановочном плане головную часть са молета можно разделить на следующии отсеки: -носовую часть фюзеляжа,расположенную перед кабиной и пр едставляющую из себя негермитичный водозащещенный отсек радиоэлектро нного оборудования,имеющую сборно-клепную конструкцию и не разъемный с тык с кабиной.Для обеспечения доступа к радиоэлектро нному оборудования,р азмещенного в отсеке,на боковых поверхностях носовой части физюляжа выполнены быстросъемные люки,а в передней ч асти откидной носок ,который откидывается вве рх ,а в закрытом виде фиксируется с по мощи направляющих штырей и замков ; кабину с фонарем летчика ,изготовленную из тетановых пл ит,сваренных между собой.В стенках кабины имеются отверстия для прохода коммуникаций и гнезда для такелажных узлов.На полу кабины установлена п оперечная балка,воспренемающая нагрузку от узлов крепления подкоса пе редней опоры шасси.На задней стенки кабины установлены направляющие ре льсы кресла. В кабине установлены приборные доски и пульты,органы управл ения самолетом и двигателем,катапультное кресло летчика.На левом борту самолета установлена откидная подножка,ниша которая имеет коробчетое сечение.Кабина выполнена негерметичной,пылезащещенной с избыточным да влением 0,03-0,05 атмосфер.Плита авиационной титановой брони,из которых сваре на кабина имеет толщину от 10 до 24 мм.Потери избыточного давления в кабине с ведены до минимум за счет герметизации швов и стыков, уплотнение выходов тяг и трубопроводов;ненадувного уплотняющего шланга по всему периметр у разъема на откидной части фонаря; -фонарь летчика состоит из неподвижной передний и откидн ой частей.Откидная часть фонаря крепится на фюзеляже с помощью замков,жестко закрепленных на подфонарной раме и на лево м боковом профиле откидной части. закрытия Открытие фонаря производитс я в ручную.Подвижная часть откидывается при эксплуатации вправо.При ава рийном сбросе фонарь откидывается назад. - негерметичный подкабинный отсек, расположенный между 4-м и 7-м шпангоутами, в котором установлена авиационная пушка калибра 30 мм с п атронным ящиком, системой сбора звеньев и выброса стрелянных гильз и раз мещена встроенная лебедка для подъема и опускания патронного ящика. Пуш ка установлена на силовой балке, прикрепленной к полу кабины и к передне й консольной белке; - нишу передней опоры шасси, расположенную частично в подк абинном отсеке и частично в закабинном. Нишу окантовывают бимсы. Снизу н иша закрывается двумя створками. Для защиты радиоэлектронного оборудо вания, расположенного в закабинном отсеке, в нише колеса установлен защи тный кожух, выполненный съемным для облегчения доступа к оборудованию; - закабинный отсек, расположенный между кабиной (шпангоут 7) и передним топливным баком (шпангоут 11), представляет собой пылевлагозащищенный отсек радиоэлектронного оборудованию Для обеспечения доступа к оборудованию на верхней и боковых поверхностях головной части фюзел яжа имеются быстросъемные люки . На левом б орту в нише бакабинного отсека расположена встроенная откидная трехсекционная стремянка , п редназначенная для входа в кабину и подъе ма на центральную часть фюзеляжа и крыло без использования неземных средств. Средняя часть фюзеляжа в конструктивно-компоновочном плане делится на следующие отсекам: - передний топливный бак, собранный из клепанных (за исклю чением нижней - фрезерованной) панелей, расположен между 11-м и 18-м шпангоута ми. Для доступа внутрь бака на боковой поверхности имеется люк. В верхней части топливного бака имеется дополнительная надстройка, на верхней по верхности которой расположены агрегаты топливной системы, в том числе з аливная горловина; -расходный топливный бак расположен между 18-м и 21-м шпангоу тами. В нижней панели бака выполнен люк для обеспечения доступа внутрь б ака. Крышка люка выполнена из бронеплиты, В задней стенке бака расположе н круглый технологический люк; - центроплан, установленный сверху, в средней части фюзеля жа, служит для крепления консолей крыла. Центроплан представляет из себя топливный бак-отсек, часть расходного бака. Состоит из верхней и нижней ф резерованных панелей, соединенных между собой нервьюрами и передней и з адней стенками и технологическими люками в них. Консоли крыла крепятся к центроплану при помощи фланцевого стык а по контуру силовых нервюр; - ниши главных опор шасси. расположенные под передним топл ивным баком (между 12-м и 18-м шпангоутами) слева и справа от плоскости симмет рии фюзеляжа. Верхняя часть ниши главных опор ограничена воздушными кан алами. Ниша каждой главной опоры шасси закрыта тремя створками; - негерметичный, водозащитный гаргрот, расположенный в ве рхней части фюзеляжа над передним топливным баком и центропланом между 11 и 20 шпангоутами. Гаргрот служит для размещения трубопроводов дренажа и наддува баков топливной системы, жесткой проводки системы управления с амолетом и других коммуникаций. Гаргрот разделен двумя продольными сте нками на три секции - центральную и две боковые; - воздушные каналы, проходящие через среднюю часть фюзеля жа от воздухозаборников к мотоотсекам двигателей. Воздушные канады про ложены в фюзеляже с зазором относительно топливных баков и опираются на шпангоуты фюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляжа конструктивно-компоновочно д елится на следующие отсеки: - хвостовую балку-платформу для установки вертикального и горизонтального оперения. Силовой каркас балки образован поперечным набором шпангоутов и продольным набором верхних, средних и нижних лонже ронов и стрингеров. Хвостовая балка состоит из отсеков, в которых размещ ено оборудование самолетных систем и систем двигательной установки, а т акже силовой привод перестановки стабилизатора и контейнер тормозных парашютов. Негерметичный, водозащищенный отсек оборудования расположе н в хвостовой балке между 21-м и 35-м шпангоутами. Верхняя секция обшивки хвос товой балки перед килем выполнена в виде съемных крышек люков. На нижней поверхности балки также находятся люки с откидными крышками на замках и ли болтах. По бортам балки имеются съемные люки для подхода к узлам подве ски двигателей. Узлы навески вертикального оперения и стабилизатора ус тановлены на силовых шпангоутах балки. На боковых поверхностях хвостов ой балки установлены обтекатели ( зализы) гондол двигателей; - две негерметичные мотогондолы двигателей, расположенн ые по бортам хвостовой балки фюзеляжа. Каждая мотогондола состоит из нес ъемной части, состыкованной с хвостовой балкой фюзеляжа, и съемной части - хвостового кока. На силовых шпангоутах мотогондол установлены узлы кр епления двигателей. Внутренними стенками мотогондол служат боковые ст енки хвостовой балки фюзеляжа. нижняя поверхность несъемных частей мот огондолы состоит из переднего и заднего откидных капотов, обеспечивающ их доступ к двигателю. На мотогондолах имеется ряд эксплуатационных люк ов. На верхней поверхности каждой мотогондолы установлено по одному воз духозаборнику охлаждения двигательного отсека. КОМПОНОВКА И КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛА На штурмовике Су-25 установлено своб одгнонесущее, высокомеханизированное крыло малой стреловидности и бол ьшого удлинения. Крыло состоит их двух консолей, сое диненных с центропланом, составляющим одно целое в фюзеляжем. Крыло выпо лнено по кессонной схеме, поэтому силовую основу каждой консоли составл яет кессон, к которому крепятся носовая и хвостовая части консоли. На тор цах консолей установлены гондолы с тормозными щитками. Кессон крыла воспринимает все внешние нагрузки и перед ает их на центроплан. Кессон крепится к центроплану болтами посредством фланцевого стыка по контуру бортовой нервюры. Кессон состоит из переднего и заднего лонжеронов, верхн ей и нижней панелей и нервюр. Внутренняя часть кессона, ограниченная лон жеронами и нервюрами, выполнена герметичной и является топливным баком- отсеком. На каждой консоли крыла установлено по пять точек подве ски вооружения. Основные передние узлы точек подвески установлены по си ловым нервюрам на переднем лонжероне со стороны кессона. Из пяти держате лей, установленных на каждой консоли крыла, четыре взаимозаменяемых дер жателя типа БДЗ-25, обеспечивающих пременение всех видов бомбардировочно го, ракетного и артиллерийского вооружения, и подвесных топливных баков ; один пилон-держатель, предназначенный для установки пускового устройс тва АПУ-60 для управляемых ракет класса “воздух-воздух” Р-60. Все держатели к репятся к крылу при помощи шкворневых соединений. В носовой части крыла расположены тяги управления элер онами, система управления предкрылками, жгуты системы управления воору жением, идущие к держателям, электропроводка. Силовой набор носовой част и состоит из носков, верхней и нижней обшивок. Часть носков выполнена сил овыми, и на них установлены опорные элементы, по которым скользят рельсы предкрылков при их выдвижении и уборке. Хвостовая часть консоли расположена между кессоном и з адней стенкой. В хвостовой части расположены выходные патрубки трубопр оводов топливной системы, трубопроводы и агрегаты гидравлической сист емы управления закрылками, тормозными щитками, бустера управления элер онами. В хвостовой части по осям гидроцилиндров управления закрылками у становлены обтекатели гидроцилиндров, состоящие из двух частей: неподв ижной, закрепленной на нижней части консоли, и подвижной, закрепленной н а гидроцилиндре управления закрылком. Силовой набор хвостовой части со стоит из диафрагм, верхней и нежней обшивок, В хвостовой части расположе ны кронштейны навески закрылков и элеронов. На конце каждой консоли крыла установлены гондолы с тор мозными щитками. Тормозные щитки расположены в хвостовой части гондолы и являются ее естественным продолжением. верхние и нижние основные щитк и кинематически связаны между собой и открываются вверх и вниз на одинак овый угол, равный 55 градусам. Привод щитков гидравлический. Верхний и нижн ий основные щитки имеют дополнительные щитки, которые кинематически св язаны с каркасом гондолы. При отклонении основных щитков одновременно о тклоняются и дополнительные, и, при максимальном угле открытия основных щитков, равном 55 градусам, дополнительные щитки отклоняются на угол 90 гра дусов относительно наружной плоскости основных щитков. Площадь тормоз ных щитков составляет 1,2 кв.м. Крепление гондол к крылу осуществляется контурным уго льником по верхней и нижней панелям кессона крыла и фитингами со стенкам и лонжеронов. На нижней поверхности гондол установлены фары, а на бок овой поверхности с внешней стороны - бортовые аэронавигационные огни и р азъемы наземного переговорного устройства. На гондолы устанавливаются также противобликовые щитки, предназначенные для защиты кабины от засв етки фарами. На каждой консоли крыла установлен пятисекционный пре дкрылок, двухсекционный закрылок и элерон. Предкрылок установлен по всему размаху консоли. каждая секция предкрылка имеет по два рельса дл навески на носовую часть консол и. Управление предкрылком обеспечивается двумя приводами. В корневой ча сти третьей секции предкрылка имеется ступенька по теоретическому кон туру, образующая “зуб” по передней кромке предкрылка. Конструкция предк рылка состоит из диафрагм, в том числе силовых, по которым крепятся рельс ы, в верхней и нижней обшивок. Секции предкрылка соединяются между собой штырями. Угол отклонения на маневре - 6 градусов, на взлете и посадке - 12 град усов. Обе секции закрылка каждой консоли двухщелевые, сдвижн ые, с дефлектором. Внутренние и внешние секции закрылка попарно взаимоза меняемы. Закрылки установлены на кронштейнах хвостовой части крыла на с тальных ползунах и на роликах-ловителях. Силовой набор каждой секции закрылка состоит из лонжер она, двух силовых рельсовых нервюр, силовой преводной нервюры, диафрагм, верхней и нежней обшивок. Все секции закрылков взаимозаменяемы. Над любой частью закрылка закреплен неподвижно связан ный с ним дефлектор. Предкрылки и закрылки трехпозиционные, имеют положе ния: полетное, маневренное и взлетно-посадочное. Угол отклонения закрылк а 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 элерона состоит из лонжерона, передней ст енки, набора носков и нервюр, верхней и нежней обшивок, лобовиков и баланс ирами и хвостового профиля. Балансиры прикреплены к передней стенке эле рона. Угла отклонения элерона + - 23 градуса. КОНСТРУКЦИЯ ОПЕРЕНИЯ Горизонтальное оперение самолета Су-25 состоит их двух консолей стабилизатора и центроплана, составляющих единое целое. Стабилизатор имеет три установочных положения и управляе тся с помощью привода. Стабилизатор навешивается двумя узлами на силово й шпангоут хвостовой балки, имеет поперечное V, равное +5 градусов. Продольный набор стабилизатора со стоит из двух неразъемных лонжеронов, передних стенок, стрингеров, попер ечный набор - из нормальных и силовых нервюр. На силовых нервюрах установ лены узлы навески стабилизатора и его привода. К переднему лонжерону ста билизатора крепятся несъемные лобовики. Руль высоты состоит из двух раз дельных половин, связанных между собой карданным валом. На каждой полови не руля высоты установлен бустер, а на правой половине дополнительно уст ановлен триммер. Руль высоты имеет аэродинамическую компенсацию и весо вую балансировку. Каждая половина руля высоты навешивается на стабилиз атор по трем узлам. Триммер и бустера также имеют аэродинамическую компен сацию и весовую балансировку. Вертикальное оперение самолета состоит из киля, руля на правления и демпфера рыскания. Киль состоит из центральной силовой части, лобовика и ра диопрозрачной законцоки. Продольный набор центральной силовой части к иля состоит из трех лонжеронов, передней стенки и стрингеров, поперечный набор - из нервюр, в том числе силовой бортовой нервюры и замыкающей конце вой нервюры по стыку с радиопрозрачной законцовкой. Киль крепится к фюзе ляжу по трем силовым шпангоутам. Лобовик киля съемный и крепится на болт ах к передней стенке силовой части. В верхней части киля ниже радиопрозрачной законцовки у становлен хвостовой аэронавигационный огонь. в киле установлены блоки регистрации полетных параметров системы “Тестер”. В основании киля уст ановлены воздухозаборники системы охлаждения генераторов. Руль направления имеет аэродинамическую и весовую ком пенсацию, навешивается на киль на трех узлах. На руле направления распол ожен триммер и кинематический сервокомпенсатор. На задней кромке руля н аправления установлены балансировочные пластины. Конструктивно руль направления состоит из лобовика, пе редней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля. Демпфер рыскания - верхняя часть руля направления - имее т аэродинамическую и весовую балансировку, навешивается на киль на двух шарнирных опорах. Демпфер рыскания состоит из лобовика, передней стенки , лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля. КОНСТРУКЦИЯ ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ На самолете Су-25 установлены нерегу лируемые боковые воздухозаборники с косыми овальными входами, предста вляющие собой передние части воздушных каналов двигателей. Для уменьшения потерь полного давл ения на входе в компрессор двигателя при работе на месте и при малых скор остях полета, воздухозаборники имеют скругленные входные кромки. Между бортами фюзеляжа и воздухозаборниками расположе ны дозвуковые клинья слива пограничного слоя, накопившегося на поверхн ости фюзеляжа, и имеющие ширину 60 мм. Для улучшения работы воздухозаборни ка на больших углах атаки, плоскость входа воздухозаборника скошена при виде сбоку на 7 градусов. Воздухозаборники имеют сборно-клепанную констр укцию. носок воздухозаборника имеет продольные диафрагмы для увеличен ия жесткости конструкции на входе воздушного канала. Внутренняя обшивк а воздухозаборника подкреплена кольцевыми шпангоутами, воспринимающи ми нагрузку разрежения и давления в воздушном канале. В верхней части каждого воздухозаборника, над воздушны м каналом расположены отсеки самолетного оборудования. доступ к которы м обеспечивается через съемные люки. На верхней поверхности правого воз духозаборники установлен заборник воздухо-воздушного радиатора систе мы кондиционирования. ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА Шасси самолета выполнено по трехоп орной схеме с носовым колесом. Главные опоры шасси расположены под средн ей частью фюзеляжа и убираются в ниши фюзеляжа движением вперед-против п олета и к плоскости симметрии самолета. Передняя опора движением назад-по полету убирается в нишу, расположенную частично в подкабинном и частичн о в закабинном отсеках. Передняя опора шасси смещена относительно оси си мметрии самолета, что обусловлено ее совместным размещением со встроен ной пушечной установкой в подкабинном отсеке. Ниши главных и передней опор закрываются створками. Ств орки имеют кинематические приводы закрытия на земле и в полете. На главн ых опорах шасси установлено по одному тормозному колесу типа КТ-136Д с широ копрофильными пневматиками 840х360 мм. На передней опоре шасси установлено нетормозное колесо типа КН-21 с пневматикам 660х200мм. Рычажная подвеска колес основных и передней опор обесп ечивает амортизацию шасси от вертикальных и боковых сил. В выпущенном по ложении основные опоры самолета фиксируются замками звеньев складываю щихся подкосов. Для улучшения маневренности самолета при движении по з емле применена система поворота колеса передней опоры с управлением из кабины. Управление поворотом колеса передней опоры осуществля ется отклонением педалей, связанных механическим приводом с золотнико вой головкой гидравлического механизма поворота колес. Амортизация ша сси пневмогидравлическая. Выпуск и уборка шасси производится от гидрос истемы. Для защиты воздухозаборников от попадания в них постор онних предметов при взлете, посадке и рулении самолета по взлетно-посадо чной полосе на переднюю опору шасси установлен грязезащитный щиток. Еще одним штатным средством торможения, предназначенн ым для сокращения длины пробега самолета при посадке и прерванном взлет е является парашютно-тормозная установка. Контейнер ПТУ является законцовкой хвостовой балки фю зеляжа, в котором размещен вытяжной парашют с пружинным механизмом, втор ой вытяжной парашют. двухкупольный тормозной парашют типа ПТК-25 с купола ми крестообразной формы с площадью по 25 квадратных метра каждый и соедин ительное звено. Контейнер парашютно-тормозной установки крепится по п ериметру к силовому шпангоуту хвостовой балки и имеет внешне конусообр азную формы, образованную наружной обшивкой. Внутренняя обшивка образу ет цилиндр, в котором установлена ПТУ. Створка ПТУ представляет собой ша ровой сегмент, который перед выпуском парашютов отклоняется вверх. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ В систему управления самолетом вхо дит управление рулем направления ( ножное управление), управление элерон ами и рулями высоты, управление триммерами, управление стабилизатором (р учное управление). Для уменьшения усилий на ручке упр авления самолетом в поперечном канале установлен бустер. Для снятия уси лий с ручки управления в системе управления рулем высоты и элеронами уст ановлены механизмы триммерного эффекта с дистанционным электрическим управлением. Нагрузки от элеронов на ручку управления не передаются; гидроусилители, включенные в систему управления по необратимой схеме, п олностью воспринимают шарнирные моменты, возникающие от аэродинамичес ких нагрузок на ручке управления в системе управления элеронами устано влен пружинный загрузочный механизм, который изменяет усилия на ручке у правления в зависимости от углов отклонения элеронов. Триммер установлен также и на руле направления. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА На самолете установлены два взаимо заменяемых бесфорсажных турбореактивных двигателя Р-95Ш, с нерегулируем ым соплом с нижерасположенной коробкой приводов, с автономным электрич еским запуском. Двигатели размещены в мотоотсеках по обеим сторонам хвостовой балки самолета. Воздух в двигатели подается по двум цилиндрическим воз душным каналам с овальными дозвуковыми нерегулируемыми воздухозаборн иками. Передний торец двигателя стыкуется с воздушным канало м через резиновый уплотнительный жгут. Двигатель самолета имеет нерегулируемое сужающееся со пло, расположенное в хвостовой части мотогондолы так, что его срез совпа дает со срезом мотогондолы. Между внешней поверхностью сопла и внутренн ей поверхностью мотогондолы имеется кольцевой зазор для выхода воздух а, продуваемого через мотоотсек. Вследствие отрицательного влияния стр уи двигателя Р-95Ш на горизонтальное оперение угол излома сопла был откло нен вниз на 2 градуса. Двигатели крепятся к силовым шпангоутам мотогондолы в двух поясях: переднем и заднем. Передний пояс крепления состоит из трех у злов - двух боковых, регулируемых по длине тяг, и верхней цапфы-штыря. Тяги воспринимают вертикальные усилия, а штырь - тягу двигателя и боковые наг рузки. Задний пояс крепления состоит из трех узлов: двух регулируемых по длине боковых тяг, воспринимающих вертикальные усилия, и верхней горизо нтальной тяги, воспринимающей боковые нагрузки. К системам, обеспечивающим работу силовой установки са молета, относятся: - топливная система; - система управления двигателями; - приборы контроля работы двигателей; - система запуска двигателей; - система охлаждения двигателей; - система противопожарной защиты; - система дренажа и суфлирования. Для обеспечения нормальной работы двигателей и его сис тем система дренажа обеспечивает выведение остатков топлива, масла и ги дросмеси за борт самолета после остановки двигателей или в случае неуда вшегося запуска. Система управления двигателями предназначена для изме нения режимов работы двигателей и обеспечивается автономное управлени е каждым двигателем. Система состоит из пульта управления двигателями н а левом борту кабины летчика и тросовой проводки с роликами, поддерживаю щими трос, тандерами, регулирующими натяжение тросов, и блоков редукторо в перед двигателями. В конструкцию каждого двигателя входят следующие узлы: - осевой двухроторный восьмиступенчатый компрессор; - прямоточная трубчато-кольцевая камера сгорания с десят ью жаровыми трубами; - осевая двухступенчатая реактивная газовая турбина с ох лажденными 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 воздуха; - системой запуска. Масляная система двигателя - замкнутого типа, автономна я, предназначена для поддержания нормального температурного состояния трущихся деталей, мсеньшения их износа и уменьшения потерь на трение. Система запуска обеспечивает автономный и автоматичес кий запуск двигателей и выход их на устойчивую частоту вращения. Запуск двигателей на земле можно производить от бортового аккумулятора или от аэродромного источника питания. Охлаждение двигателей, агрегатов и конструкции фюзеля жа от перегрева обеспечивается набегающим потоком воздуха, поступающи м через воздухозаборники охлаждения за счет скоростного напора. Воздух озаборники охлаждения двигательных отсеков расположены на верхней пов ерхности мотогондол. Попавший в них воздух под действием скоростного на пора растекается по двигательным отсекам, охлаждая двигатель, его агрег аты и конструкции. Отработанный охлаждающий воздух выходит наружу чере з кольцевой зазор, образованный мотогондолой и соплами двигателей. Охлаждение электрических генераторов, установленных н а двигателях, также производится набегающим потоком воздуха за счет ско ростного напора. Воздухозаборники охлаждения генераторов установлены на верхней поверхности хвостовой балки фюзеляжа перед килем, в хвостово й балке патрубки делятся на левый и правый трубопроводы. Пройдя генерато ры и охладив их, воздух выходит в двигательный отсек, смешиваясь с основн ым охлаждающим воздухом. Система противопожарного оборудования предназначена для обнаружения, сигнализации и тушения пожара в отсеках двигателей (мот оотсеках). На самолете установлено противопожарное оборудование с двумя системами сигнализации и двумя огнетушителями. Противопожарное оборудование включает: - средства предупреждения пожара; -средства сигнализации о пожаре; - средства тушения пожара. Средствами предупреждения пожара являются конструкти вные мероприятия по ограничению распространения пожара, организация о хлаждения пожароопасных отсеков, которыми на самолете являются отсеки двигателей, разделенные между собой конструкцией хвостовой балки фюзе ляжа. На самолете установлено две системы сигнализации о пож аре, по одной на каждый двигательный отсек. Система сигнализации о пожар е состоит из исполнительного блока и соединенных с ним двух групп датчик ов. Средства тушения пожара включают в себя два огнетушите ля и распределительные коллекторы. Огнетушители расположены в мотоотс еке двигателей, коллекторы с подходящими к ним трубопроводами от огнету шителей установлены по обводам шпангоутов. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА Топливная система двигателя предн азначена для питания двигателя топливом в процессе запуска и на всех реж имах работы. Топливная система двигателя состоит из системы основного т оплива и системы пускового топлива. Топливо на самолете размещено в со общающихся между собой топливных баках под избыточным давлением 0,1 кг. на см.кв. Топливная система самолета обеспечивает подачу топли ва из баков к двигателям в заданной последовательности на всех режимах р аботы самолета и при любом положении его в воздухе. Топливная система вк лючает в себе баки, в которых размещается топливо; агрегаты, устройства и топливопроводы для заправки топливом баков на земле; агрегаты, устройст ва и трубопроводы, обеспечивающие подачу топлива из баков к двигателям; систему питания двигателей при действии нулевых и отрицательных перег рузок; приборы и устройства для контроля работы топливной системы на зем ле и в воздухе; агрегаты, устройства и трубопроводы наддува и дренажа топ ливных баков. топливо размещается в двух фюзеляжных баках-отсеках - ба ке №1 (переднем) и баке №2 (заднем), в баке в центроплане, расположенным над ба ком №2, в крыльевых баках ( по одному в каждой консоли). всего в самолете Су-25 5 топливных баков. Под консоли крыла самолета можно установить 4 подвесных топливных бака, по два под каждую консоль. Суммарная эксплуатационная е мкость топливных баков составляет 3660 литров, в том числе емкость фюзеляжн ых топливных баков составляет 2386 литра, емкость бака-отсека каждой консо ли составляет 637 литров. Топливо из подвесных топливных баков выдавливае тся в бак №1 воздухом с избыточным давлением 0,65 кг. на см.кв. Каждый бак имеет емкость 80 литров. Расходным баком является бак № 2 , расположенный в центре тяжести самолета. Фюзеляжные и крыльевые баки представляют собой гермет ичные баки-отсеки, являющиеся элементами конструкции фюзеляжа и крыла с амолета. На боковых поверхностях баков №1 и №2, отделенных от возду шного канала компоновочным зазором и на нижних поверхностях бака в цент роплане и бака №1 установлен протектор, который существенно снижает поте ри топлива при пробоях стенок баков и уменьшает возможность возникнове ния пожара. Двухслойные протектирующие элементы имеют толщину до 20 мм. Для обеспечения взрывобезопасности топливных баков фю зеляжа, крыла, центроплана и подвесных баков их внутренние объемы заполн ены пористым заполнителем - пенополиуретаном. Для обеспечения защиты от пожара смежных отсеков, расположенных рядом с первым и вторым топливным и каналами и баками также заполнено пенополиуретаном. Закладка в баки пенополиуретановых вкладышей производ ится через монтажные люки. В подвесные топливные баки пенополиуретановые вкладыш и закалываются при разобранном по стыковым шпангоутам баке. Крепление в кладышей в баке осуществляется путем их натяга при помощи лент, а также в следствие того, что вкладыши вырезаются по внешнему контуру баков с прип уском. Система дренажа и наддува обеспечивает в крыльевых и фю зеляжных баках избыточное давление на всех режимах полета, с этой целью все баки соединены дренажными трубопроводами, в которые подается возду х от заборника скоростного напора и системы наддува. Заправка баков топливом осуществляется двумя способа ми: - открытым централизованным; - открытым через заливные горловины кажд ой емкости. При открытом централизованном способе заправка фюзеляжных и крыльевых баков выполняется через заправочную горловину бака №1. Последовательность выработки топлива из баков обуссла влена требованием сохранения центровки самолета в заданных пределах н а всех режимах полета. Так как бак №2 - расходный, от вырабатывается в в посл еднюю очередь и поддерживается заполненным на всех режимах работы двиг ателя за счет перекачки топлива из баков фюзеляжа и крыла. Подача топлив а к двигателям обеспечивается тремя способами: - подкачивающим насосом из бака №2 на всех режимах полета п ри отсутствии нулевых и отрицательных перегрузок; - вытеснением из бачка-аккумулятора при действии нулевых и отрицательных перегрузок; - самотеком через обратные клапаны при отказе насоса. Топл иво к насосам, установленным по одному на каждом двигателе, подается из р асходного бака насосом подкачки. Емкость бачка-аккумулятора обеспечивает работу двигат елей на нулевых или отрицательных перегнузках в течении 15-ти секунд. При н ормальной работе топливной системы бачок-аккумулятор полностью заполн ен топливом. Топливо из крыльевых баков в расходный перекачивается струйными насосами. Выработка топлива из подвесных топливных баков произв одится под действием давления наддува. Подвесные топливные баки выраба тываются в первую очередь. Конструктивно подвесной топливный бак выпол нен в виде цилиндрической оболочки, подкрепленной шпангоутами, приваре нными к ней электросваркой. Для улучшения транспортабельности и услови й хранения подвесной бак выполнен разъемным, из трех частей: носовой, сре дней и хвостовой, соединенных по стыку болтами. Герметичность обеспечив ается установкой по разъемам стыковых колец. На хвостовой части подвесн ого топливного бака установлен стабилизатор, состоящий из двух горизон тально расположенных консолей. Средняя часть подвесного топливного ба ка - силовая, на ней расположены узлы подвески бака к балочному держателю .; в средней части подвесного бака установлена труба, служащая для отбора топлива из бака. СИСТЕМА СПАСЕНИЯ ЛЕТЧИКА САМОЛЕТА Для спасения летчика на самолете С у-25 установлено катапультное кресло К-36Л, которое служит рабочим местом л етчика и обеспечивает его спасение до скоростей 1000 км. в час во всем диапаз оне высот полета, включая взлет и посадку, оно является облегченным вари антом кресла К-36Д, и не имеет ограничителей разброса рук, дефлектора и сис темы подтяга ног. В полете летчик удерживается в кре сле индивидуальной подвесной и привязной системой. а бесступенчатое ре гулирование сиденья по росту обеспечивает летчику удобное для работы и обзора положение в кабине. Защита летчика от возникающих при катапультации перег рузки и воздействия скоростного напора обеспечивается высотным снаряж ением, принудительной фиксацией в кресле и устойчивой стабилизацией ка тапультного кресла. катапультирование производится при вытягивании ру чек катапультирования, после чего все системы кресла и бортовая система аварийного сброса фонаря срабатывают автоматически вплоть до ввода сп асательного парашюта и отделения летчика от кресла. После отделения от к ресла купол спасательного парашюта наполняется и обеспечивает спасени е летчика, а поддержание жизнедеятельности летчика после приземления и ли приводнения обеспечивается средствами носимого аварийного запаса, отделяющегося от кресла вместе с летчиком. Сброс откидной части фонаря возможен от ручки катапуль тирования на кресле к- 36Л и от ручки автономного сброса. Управление откидн ой частью фонаря осуществляется от двух систем - эксплуатационной и авар ийной. СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХ А Система кондиционирования воздух а обеспечивает: - необходимые условия для работы лет чика в кабине, поддерживает избыточное давление в кабине в пределах (0,03 - 0,05) кгс. на см.кв. - обогрев и вентиляцию кабины; - предохранение стекол фонаря от запотевания; - необходимую температуру в блоках радиоэлектронного об орудования. Для улучшения теплового режима летчика установлена си стема вентиляции снаряжения, обеспечивающая подачу на всех режимах пол ета, разбеге и рулежке, необходимого расхода кондиционированного возду ха в пространство под одеждой. Для системы кондиционирования используется воздух, от бираемый за восьмой ступенью компрессора каждого двигателя, который за тем последовательно охлаждается в двух воздуховоздушных радиаторах и в турбохолодильнике. Система кондиционирования начинает работать одно временно с запуском двигателей. Регулирование подачи воздуха в кабину, а также включени е и отключение вентиляции костюма осуществляется летчиком вручную. КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Кислородное оборудование совмест но со специальным снаряжением предназначено для обеспечения необходим ых условий жизнедеятельности летчика и обеспечивает полеты в следующи х условиях: длительно на всех высотах полета самолета и кратковременно п ри катапультировании. При проведении полетов летчик долж ен быть одет в следующее специальное снаряжение: - защитный шлем с кислородной маской; - вентилируемый костюм; - противоперегрузочный костюм. Полеты над водной поверхностью выполняются в морском с пасательном снаряжении. Кислородное оборудование состоит из двух кислородных систем: основной и кресельной. Основная кислородная система состоит из бортового ком плекта кислородного прибора и кислородных баллонов. Бортовой запас кис лорода основной системы заключен в четырех пятилитровых баллонах в газ ообразном состоянии при давлении 150 атмосфер. Подача кислорода в маску при нормальной работе оборудо вания производится легочным автоматом кислородного прибора, начиная с высоты 2 км. Кресельная кислородная система состоит из блока кисло родного оборудования, объединенного разъема коммуникаций, механизмов автоматического и ручного включения системы. Система предназначена для питания кислородом при ката пультировании в кресле и последующем спуске, при отказе основной систем ы, для обеспечения всплытия из-под воды после катапультирования и пребыв ания на плаву в течении 3 минут с момента включения системы. ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Гидравлическая система самолета с остоит из двух независимых друг от друга гидросистем. Каждая гидросистема состоит из бло ка питания, магистралей нагнетания и слива и отдельных систем, состоящих из распределительных устройств, органов и исполнительных магистралей. Первая гидросистема обеспечивает управление колесом п ередней опоры шасси. уборку и выпуск тормозных щитков, уборку и выпуск пр едкрылков и закрылков. перестановку стабилизатора, управление элерона ми, аварийный выпуск шасси, автоматическое торможение колес основных оп ор при уборке шасси, аварийное торможение колес основных опор шасси. Вторая гидросистема обеспечивает уборку и выпуск шасс и. основное торможение колес основных опор шасси, управление элеронами, управление колесом передней опоры шасси. Каждая гидравлическая система имеет свой источник дав ления (насос), свои распределительные устройства, исполнительные органы , трубопроводы и емкости с рабочей жидкостью. Давление в гидросистемах 210 килограммов на квадратный сантиметр. Обе гидросистемы являются систем ами закрытого типа с поддавливанием от гидроаккумулятора. СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ Система электроснабжения самолет а состоит из источников электроэнергии и электрической сети, в которую в ходят: аппаратура управления, регулирования и защиты, коммутационная ап паратура, электропроводка и электроразъемы. Генераторы переменного и постоянн ого тока и преобразования в полете обеспечивают каждый свою группу потр ебителей. Основными источниками однофазного тока являются два комбини рованных преобразователя. Аварийным и резервным источником постоянного тока явл яются две аккумуляторные батареи. Для подключения бортовой электросети самолета к назем ным источникам электроэнергии на борту самолета установлены два штепс ельных разъема аэродромного питания (один - постоянного тока. второй тре хфазного переменного тока). ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА Противообледенительной системы в ходных кромок воздухозаборников и передних кромок несущих поверхносте й нет. На самолете стоит противообледени тельная система фонаря, которая обеспечивает обогрев лобового бронебл ока козырька фонаря. На экспериментальном самолете Т8 - 1 противообледенитель ная система фонаря включила систему обдува лобового бронеблока горячи м воздухом от системы кондиционирования. Уже на модификации Су-25Т дополнительно установлена спир товая система противообледенения стекла лазерной станции прицеливани я “Причал” комплекса “Шквал”, включающая спиртовой бачок емкостью 6 литр ов и систему распыления. РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Радиоэлектронное оборудование вк лючает в себя: - прицельное оборудование; - пилотажно-навигационное оборудование; - радиотехническое оборудование; - средства обороны самолета; - аппаратуру регистрации и контроля. Прицельное оборудование. Прицельное оборудование самолета обеспечивает решени е задач применения вооружения по наземным и воздушным целям в условиях и х визуальной видимости. В состав прицельного оборудования входят: - авиационный стрелково-бомбардировочный прицел АСП-17БЦ, обеспечивающий прицеливание при стрельбе, бомбометании и пуске ракет д нем и ночью по визуально видимым наземным и воздушным целям; - лазерная станция подсвета и дальнометрирования “Клен-П С” (9,17), которая обеспечивает измерение наклонной дальности до цели при ре шении задач прицеливания и выдачи ее в прицел, а также для наведения УР с л азерной головкой наведения; - блок согласующих устройств; - аппаратура формирования сигналов управления, обеспечи вающая формирование электрических сигналов для отклонения зеркала ста нции подсвета и дальнометрирования и подвижной марки прицела, пропорци ональных управляющим воздействиям летчика. Пилотажно-навигационное оборудование. Основой пилотажно-навигационного оборудования являет ся навигационный комплекс КН-23-1, который предназначен для определения и в ыдачи в прицельно-вычислительные устройства и на индикаторные приборы навигационно-пилотажных параметров, необходимых для выполнения полета и решения боевых задач. Навигационный комплекс обеспечивает: -непрерывное автоматическое счисление координат самоле та по данным автономных средств; -выполнение маршрутного полета, выход в район заданной це ли, возврат на аэродром посадки, снижение на высоту предпосадочного мане вра, повторный заход на посадку; - определение и выдачу основных навигационных и пилотажн ых параметров. Навигационный комплекс состоит из: - инерциальной курсовертикали ИКВ-1; -радиотехнической системы ближней навигации и посадки (Р СБН); - доплеровского измерителя путевой скорости и угла скоса. Кроме навигационного комплекса в состав пилотажно-навигационного обор удования самолета входят: -автоматический радиокомпас, обеспечивающий вождение са молета по приводным и широковещательным радиостанциям, а также заход на посадку в условиях отсутствия наземной системы РСБН или при отказе борт овой системы; - система воздушных сигналов, обеспечивающая выдачу потр ебителям и на индикаторы истинной воздушной скорости, абсолютной и отно сительной барометрической высоты и числа М полета; - радиовысотомер малых высот; -маркерное радиоприемное устройство. обеспечивающее опр еделение момента пролета самолета над марекрным радиомаяком; - датчики углов и скольжения ДУА-3; -приемники воздушного давления: основной - ВД-18Г-3М и резерв ный - ПВД - 7; - автономные пилотажно-навигационные приборы в кабине ле тчика. Радиотехническое оборудование. Радиотехническое оборудование самолета обеспечивает 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 телефонно й радиосвязи в метровом и дециметровом диапазонах волн между самолетам и и наземными объектами; - радиостанция связи с сухопутными войсками Р-828, которая об еспечивает радиотелефонную связь с пунктами управления и отдельными п одвижными объектами войск. Р-828 - малогабаритная многоканальная ультрако ротковолновая радиостанция, позволяющая осуществлять безпоисковую и б езподстроечную радиосвязь в пределах прямой видимости; - самолетный радиолокационный ответчик системы госопозн ования; - самолетный ответчик СО-69, предназначенный для решения за дач управления воздушным движением на трассах и в зонах аэродромов и раб отающий с радиолокаторами систем посадки, обнаружения и наведения; - антенно-фидерная система; - самолетное переговорное устр ойство СПУ-. Средства обороны самолета. Средства обороны самолета включают в себя: - аппаратуру обнаружения работающих РЛС; - станцию активных радиотехнических помех; - автомат постановки пассивных инфракрасных помех и дипо льных отражателей. Средства обороны самолета обеспечивают предупреждени е летчика об облучении самолета наземными РЛС зенитно-ракетных комплек сов и истребителей противника. пеленгование РЛС в различных режимах изл учения, прогнозирование пусков ракет класса “воздух-воздух” и”воздух-п оверхность”, создание активных помех РЛС управления оружием, создание и нфракрасных помех ракетам с тепловыми головками самонаведения. Аппаратура регистрации и контроля. Аппаратура регистрации и контроля, установленная на са молете, включает в себя: - систему записи режимов полета и параметров бортовых сис тем “Тестер-УЗ”; - фотоконтрольный прибор СШ-45; - авиационный киносъемочный аппарат АКС-5; - самолетный магнитофон МС-61М. Бортовая система “Тестер-УЗ” предназначена для регист рации параметров полета и сохранения записанной информации полета и со хранения записанной информации в случае летного пришествия. Послеполе тная дешифровка записанной информации позволяет оценить работу систем , траекторию и положение самолета в пространстве. действия экипажа в пол ете. Основу системы регистрации параметров составляет магн итный регистратор,производящий измерения. Для сохранения записанной информации в случае летного происшествия , летно-протяжный механизм с магнитным накопителем информ ации размещен в специальном контейнере. Фотоконтрольный прибор СШ-45 предназначен для проверки п равильности прицеливания при работе с прицелом как при боевом применен ии вооружения, так и в учебных целях. Прибор установлен непосредственно на прицеле, что позволяет производить одновременно съемку цели и сетки п рицела. Авиационный киносъемочный аппарат АКС-5 установлен в но совой части фюзеляжа и предназначен для контроля результатов стрельбы из пушек и при пуске ракет. Магнитофон МС-61М предназначен для документирования пер еговоров экипажа с другими абонентами, а также записи позывных радиомая ков и специальных сигналов. ВООРУЖЕНИЕ АРМЕЙСКОГО ШТУРМОВИКА Вследствие возложенных на штурмови к обязанностей он несет на себе мощное наступательное вооружение.В проц ессе разработки машины,а также в ходе ее дальнейшей модернизации по жела нию заказчика на самолет устанавливались все более новые системы воору жения,позволяющие расширять возможности применения СУ-25.В варианте аван проекта ЛСШ самолет имел 6 подкрыльевых точек подвески на которых подве шавались бомбы,неуправляемые ракеты,подвесные пушечные установки и то пленные баки,а также один подфизюляжный узел подвески,на котором размещ ались или подвесная пушка ,или дополнительный топливный бак общей массо й 2500 кг.В варианте проекта ЛВСШ самолет уже имел практически схожие с сери йными машинами характеристики-10 узлов подвески ,мощное вооружение общей массой 300 кг. Вооружения серийного армейского с амолета-штурмовика состоит из средств поражения наземных и воздушных ц елей и системы управления оружием (СУО),обеспечивающей надежное поражен ие 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 вооруж ение следующих типов: -бомбардированное; -управляемое ракетное; -неуправляемое ракетное; -пушечное (артиллерийское),а на двух остальных-управляемы е ракеты (УР) “воздух-воздух” для ближнего боя.Бомбардировачное вооруже ние размещается на балочных держателях БДЗ-25 или многозамковых балочны х держателях МБД-2-67У. Список литературы: Ильдар Бедретдинов “Штурмовик ОКБ П.О.Сухого СУ-25” МОСКОВСКИЙ АВЕАЦИОННЫЙ 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
Петербуржская старушка-профессорша зарубила студента на экзамене по русской литературе.
Anekdot.ru

Узнайте стоимость курсовой, диплома, реферата на заказ.

Обратите внимание, реферат по астрономии, авиации, космонавтике "Штурмовик СУ-2", 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