Реферат: Сухов - 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

Сухов

Банк рефератов / Астрономия, авиация, космонавтика

Рубрики  Рубрики реферат банка

закрыть
Категория: Реферат
Язык реферата: Русский
Дата добавления:   
 
Скачать
Архив Zip, 109 kb, скачать бесплатно
Заказать
Узнать стоимость написания уникального реферата

Узнайте стоимость написания уникальной работы

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) в ероятного 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 аэродинамиче ской компоновке штурмовик Су-25 - самолет, выполненный по нормальной аэрод инамической 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 профиля обеспечили благоприятное развитие срыва потока на больших углах атаки, которое, которое начинается вблизи задней кромки крыла в его средней час ти, что приводит к значительному увеличению момента на пикировании и ест ественным образом препятствует попаданию самолета на закритические уг лы атаки. Нагрузка на крыло выбрана из условий обеспечения поле та у земли в условиях турбулентной атмосферы не скоростях вплоть до макс имальной 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, п арируется перестановкой горизонтального оперения. Установка на концах крыла контей неров (гондол), в хвостовых частях которых расположены расщепляющиеся щи тки, позволила увеличить величину максимального аэродинамического кач ества. Для этого оптимизирована форма поперечных сечений контейнеров и место их установки относительно крыла. Продольные сечения контейнеров представляют собой аэродинамический профиль, а поперечные сечения - ова льные с уплотненной верхней и нижней поверхностями. Испытания в аэродин амических трубах подтвердили расчеты аэродинамиков на получение при у становке контейнеров более высоких значений макси-мального аэродинамического качества. Тормозные щитки, установленные в кр ыльевых контейнерах, удовлетворяют всем стандартным требованиям к ним - увеличению сопротивления самолета не менее чем вдвое, при этом их выпуск не приводит к перебалансировке самолета и уменьшению его несущих свойс тв. Тормозные щитки выполнены расщепляющимися, что позволило увеличить их эффективность на 60%. На самолете применен фюзеляж с бо ковымим нерегулируемыми воздухозаборниками с косым входом. Фонарь с пл оским лобовиком плавно переходит в гаргрот, расположенный на верхней по верхности фюзеляжа. Гаргрот в хвостовой части фюзеляжа сливается с хвос товой балкой, разделяющей гондолы двигателей. Хвостовая балка - платформ а для установки горизонтального оперения с рулем высоты и однокилевого вертикального оперения с рулем направления. Хвостовая балка заканчива ется контейнером парашютно-тормозной установки (ПТУ). Аэродинамическая компоновка шту рмовика Су-25 обеспечивает: - получение высокого аэродинамического качества в крейсе рском полете и больших коэффициентов подъемной силы на режимах взлета и посадки, а также на маневрировании; - благоприятное протекание зависимо сти продольного момента по углу атаки, что препятствует выходу на больш ие закритические углы атаки и, тем самым, повышает безопасность полета; - высокие маневренные характеристики при атаке наземных целей; - приемлемые характеристики продольной устойчивости и уп равляемости на всех режимах полета; - установившийся режим пикирования с углом 30 градусов при скорости 700 км/час. Высокий уровень аэродинамического качества и несущих с войств обеспечили возможность возвращения самолета с большими поврежд ениями 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 сам олета 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 радиоэлектронному оборудования, размещенного в отсеке, н а боковых поверхн остях носовой части физюляжа выполнены быстрос ъемные люки, а в передней части откидной носок , который отки дывается вверх , а в закрытом виде фикс ируется с помощи на правляющих 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 об орудованию Для обеспечения доступа к оборудованию на верхней и боковых поверхностях головной части фюзеляжа имеются быстросъем ные люки . На левом борту в нише бакабинного отсека расположена встроенная отк идная трехсекционная стремянка , предназначенная для входа в кабину и подъема на центральную часть фюзеляжа и крыло без использования неземных средств. Средняя часть фюзеляжа в конструктивно-компоновочном п лане делится на следующие отсекам: - передний топливный бак, собранный из клепанных (за исключ ением нижней - фрезерованной) панелей, расположен между 11-м и 18-м шпангоутам и. Для доступа внутрь бака на боковой поверхности имеется люк. В верхней ч асти топливного бака имеется дополнительная надстройка, на верхней пов ерхности которой расположены агрегаты топливной системы, в том числе за ливная горловина; -расходный топливный бак расположен между 18-м и 21-м шпангоут ами. В нижней панели бака выполнен люк для обеспечения доступа внутрь ба ка. Крышка люка выполнена из бронеплиты, В задней стенке бака расположен 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 стыка 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 фюзеляжа от воздухозаборников к мотоотсекам двигателей. Воздушные канады проложены в фюзеляже с зазором относительно топливны х баков и опираются на шпангоуты фюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляжа конструктивно-компоновочно д елится на следующие отсеки: - хвостовую балку-платформу для уст ановки вертикального и горизонтального оперения. Силовой каркас балки образован поперечным набором шпангоутов и продольным набором верхних, средних и нижних лонжеронов и стрингеров. Хвостовая балка состоит из отс еков, в которых размещено оборудование самолетных систем и систем двига тельной установки, а также силовой привод перестановки стабилизатора и контейнер тормозных парашютов. Негерметичный, водозащищенный отсек об орудования расположен в хвостовой балке между 21-м и 35-м шпангоутами. Верхн яя секция обшивки хвостовой балки перед килем выполнена в виде съемных крышек люков. На нижней поверхности балки также находятся люки с откидн ыми крышками на замках или болтах. По бортам балки имеются съемные люки д ля подхода к узлам подвески двигателей. Узлы навески вертикального опер ения и стабилизатора установлены на силовых шпангоутах балки. На боковы х поверхностях хвостовой балки установлены обтекатели ( зализы) гондол двигателей; - две негерметичные мотогондолы двигателей, расположен ные по бортам хвостовой балки фюзеляжа. Каждая мотогондола состоит из не съемной части, состыкованной с хвостовой балкой фюзеляжа, и съемной част и - хвостового кока. На силовых шпангоутах мотогондол установлены узлы к репления двигателей. Внутренними стенками мотогондол служат боковые с тенки хвостовой балки фюзеляжа. нижняя поверхность несъемных частей мо тогондолы состоит из переднего и заднего откидных капотов, обеспечиваю щих доступ к двигателю. На мотогондолах имеется ряд эксплуатационных лю ков. На верхней поверхности каждой мотогондолы установлено по одному во здухозаборнику охлаждения двигательного отсека. КОМПОНОВКА И КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛА На штурмовике Су-25 установлено св ободгнонесущее, высокомеханизированное крыло малой стреловидности и б ольшого удлинения. Крыло состоит их двух консолей, со единенных с центропланом, составляющим одно целое в фюзеляжем. Крыло вып олнено по кессонной схеме, поэтому силовую основу каждой консоли состав ляет кессон, к которому крепятся носовая и хвостовая части консоли. На то рцах консолей установлены гондолы с тормозными щитками. Кессон крыла воспринимает все внешние нагрузки и пере дает их на центроплан. Кессон крепится к центроплану болтами посредство м фланцевого стыка по контуру бортовой нервюры. Кессон состоит из переднего и заднего лонжеронов, вер хней и нижней панелей и нервюр. Внутренняя часть кессона, ограниченная л онжеронами и нервюрами, выполнена герметичной и является топливным бак ом-отсеком. На каждой консоли крыла установлено по пять точек под вески вооружения. Основные передние узлы точек подвески установлены по силовым нервюрам на переднем лонжероне со стороны кессона. Из пяти держа телей, установленных на каждой консоли крыла, четыре взаимозаменяемых д ержателя типа БДЗ-25, обеспечивающих пременение всех видов бомбардировоч ного, ракетного и артиллерийского вооружения, и подвесных топливных бак ов; один пилон-держатель, предназначенный для установки пускового устро йства АПУ-60 для управляемых ракет класса “воздух-воздух” Р-60. Все держател и крепятся к крылу при помощи шкворневых соединений. В носовой части крыла расположены тяги управления эле ронами, система управления предкрылками, жгуты системы управления воор ужением, идущие к держателям, электропроводка. Силовой набор носовой час ти состоит из носков, верхней и нижней обшивок. Часть носков выполнена си ловыми, и на них установлены опорные элементы, по которым скользят рельс ы предкрылков при их выдвижении и уборке. Хвостовая часть консоли расположена между кессоном и задней стенкой. В хвостовой части расположены выходные патрубки трубоп роводов топливной системы, трубопроводы и агрегаты гидравлической сис темы управления закрылками, тормозными щитками, бустера управления эле ронами. В хвостовой части по осям гидроцилиндров управления закрылками установлены обтекатели гидроцилиндров, состоящие из двух частей: непод вижной, закрепленной на нижней части консоли, и подвижной, закрепленной на гидроцилиндре управления закрылком. Силовой набор хвостовой части с остоит из диафрагм, верхней и нежней обшивок, В хвостовой части располож ены кронштейны навески закрылков и элеронов. На конце каждой консоли крыла установлены гондолы с т ормозными щитками. Тормозные щитки расположены в хвостовой части гондо лы и являются ее естественным продолжением. верхние и нижние основные щи тки кинематически связаны между собой и открываются вверх и вниз на один аковый угол, равный 55 градусам. Привод щитков гидравлический. Верхний и ни жний основные щитки имеют дополнительные щитки, которые кинематически связаны с каркасом гондолы. При отклонении основных щитков одновременн о отклоняются и дополнительные, и, при максимальном угле открытия основн ых щитков, равном 55 градусам, дополнительные щитки отклоняются на угол 90 г радусов относительно наружной плоскости основных щитков. Площадь торм озных щитков составляет 1,2 кв.м. Крепление гондол к крылу осуществляется контурным уг ольником по верхней и нижней панелям кессона крыла и фитингами со стенка ми лонжеронов. На нижней поверхности гондол установлены фары, а на бо ковой поверхности с внешней стороны - бортовые аэронавигационные огни и разъемы наземного переговорного устройства. На гондолы устанавливаютс я также противобликовые щитки, предназначенные для защиты кабины от зас ветки фарами. На каждой консоли крыла установлен пятисекционный пр едкрылок, двухсекционный закрылок и элерон. Предкрылок установлен по всему размаху консоли. кажда я секция предкрылка имеет по два рельса дл навески на носовую часть конс оли. Управление предкрылком обеспечивается двумя приводами. В корневой части третьей секции предкрылка имеется ступенька по теоретическому к онтуру, образующая “зуб” по передней кромке предкрылка. Конструкция пре дкрылка состоит из диафрагм, в том числе силовых, по которым крепятся рел ьсы, в верхней и нижней обшивок. Секции предкрылка соединяются между соб ой штырями. Угол отклонения на маневре - 6 градусов, на взлете и посадке - 12 гр адусов. Обе секции закрылка каждой консоли двухщелевые, сдвиж ные, с дефлектором. Внутренние и внешние секции закрылка попарно взаимоз аменяемы. Закрылки установлены на кронштейнах хвостовой части крыла на стальных ползунах и на роликах-ловителях. Силовой набор каждой секции закрылка состоит из лонже рона, двух силовых рельсовых нервюр, силовой преводной нервюры, диафрагм , верхней и нежней обшивок. Все секции закрылков взаимозаменяемы. Над любой частью закрылка закреплен неподвижно связа нный с ним дефлектор. Предкрылки и закрылки трехпозиционные, имеют полож ения: полетное, маневренное и взлетно-посадочное. Угол отклонения закрыл ка на маневре - 10 градусов, на взлете и посадке - 40 градусов. Элерон крыла расположен в концевой части крыла. Элеро н имеет три узла навески и осевую компенсацию. Силовой набор элерона состоит из лонжерона, передней стенки, набора носков и нервюр, верхней и нежней обшивок, лобовиков и бала нсирами и хвостового профиля. Балансиры прикреплены к передней стенке э лерона. Угла отклонения элерона + - 23 градуса. КОНСТРУКЦИЯ ОПЕРЕНИЯ Горизонтальное оперение самолет а Су-25 состоит их двух консолей стабилизатора и центроплана, составляющи х единое целое. Стабилизатор имеет три установочных положения и управля ется с помощью привода. Стабилизатор навешивается двумя узлами на силов ой шпангоут хвостовой балки, имеет поперечное V, равное +5 градусов. Продольный набор стабилизатора состоит из двух неразъемных лонжеронов, передних стенок, стрингеров, поп еречный набор - из нормальных и силовых нервюр. На силовых нервюрах устан овлены узлы навески стабилизатора и его привода. К переднему лонжерону с табилизатора крепятся несъемные лобовики. Руль высоты состоит из двух р аздельных половин, связанных между собой карданным валом. На каждой поло вине руля высоты установлен бустер, а на правой половине дополнительно у становлен триммер. Руль высоты имеет аэродинамическую компенсацию и вес овую балансировку. Каждая половина руля высоты навешивается на стабили затор по трем узлам. Триммер и бустера также имеют аэродинамическую компе нсацию и весовую балансировку. Вертикальное оперение самолета состоит из киля, руля направления и демпфера рыскания. Киль состоит из центральной силовой части, лобовика и радиопрозрачной законцоки. Продольный набор центральной силовой части киля состоит из трех лонжеронов, передней стенки и стрингеров, поперечн ый набор - из нервюр, в том числе силовой бортовой нервюры и замыкающей кон цевой нервюры по стыку с радиопрозрачной законцовкой. Киль крепится к фю зеляжу по трем силовым шпангоутам. Лобовик киля съемный и крепится на бо лтах к передней стенке силовой части. В верхней части киля ниже радиопрозрачной законцовки установлен хвостовой аэронавигационный огонь. в киле установлены блок и регистрации полетных параметров системы “Тестер”. В основании киля ус тановлены воздухозаборники системы охлаждения генераторов. Руль направления имеет аэродинамическую и весовую ко мпенсацию, навешивается на киль на трех узлах. На руле направления распо ложен триммер и кинематический сервокомпенсатор. На задней кромке руля направления установлены балансировочные пластины. Конструктивно руль направления состоит из лобовика, п ередней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля. Демпфер рыскания - верхняя часть руля направления - име ет аэродинамическую и весовую балансировку, навешивается на киль на дву х шарнирных опорах. Демпфер рыскания состоит из лобовика, передней стенк и, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля. КОНСТРУКЦИЯ ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ На самолете Су-25 установлены нере гулируемые боковые воздухозаборники с косыми овальными входами, предс тавляющие собой передние части воздушных каналов двигателей. Для уменьшения потерь полного да вления на входе в компрессор двигателя при работе на месте и при малых ск оростях полета, воздухозаборники имеют скругленные входные кромки. Между бортами фюзеляжа и воздухозаборниками располо жены дозвуковые клинья слива пограничного слоя, накопившегося на повер хности фюзеляжа, и имеющие ширину 60 мм. Для улучшения работы воздухозабор ника на больших углах атаки, плоскость входа воздухозаборника скошена п ри виде сбоку на 7 градусов. Воздухозаборники имеют сборно-клепанную кон струкцию. носок воздухозаборника имеет продольные диафрагмы для увели чения жесткости конструкции на входе воздушного канала. Внутренняя обш ивка воздухозаборника подкреплена кольцевыми шпангоутами, воспринима ющими нагрузку разрежения и давления в воздушном канале. В верхней части каждого воздухозаборника, над воздушн ым каналом расположены отсеки самолетного оборудования. доступ к котор ым обеспечивается через съемные люки. На верхней поверхности правого во здухозаборники установлен заборник воздухо-воздушного радиатора сист емы кондиционирования. ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА Шасси самолета выполнено по трех опорной схеме с носовым колесом. Главные опоры шасси расположены под сре дней частью фюзеляжа и убираются в ниши фюзеляжа движением вперед-проти в полета и к плоскости симметрии самолета. Передняя опора движением назад-п о полету убирается в нишу, расположенную частично в подкабинном и частич но в закабинном отсеках. Передняя опора шасси смещена относительно оси с имметрии самолета, что обусловлено ее совместным размещением со встрое нной пушечной установкой в подкабинном отсеке. Ниши главных и передней опор закрываются створками. С творки имеют кинематические приводы закрытия на земле и в полете. На гла вных опорах шасси установлено по одному тормозному колесу типа КТ-136Д с ши рокопрофильными пневматиками 840х360 мм. На передней опоре шасси установлен о нетормозное колесо типа КН-21 с пневматикам 660х200мм. Рычажная подвеска колес основных и передней опор обес печивает амортизацию шасси от вертикальных и боковых сил. В выпущенном п оложении основные опоры самолета фиксируются замками звеньев складыва ющихся подкосов. Для улучшения маневренности самолета при движении по земле применена система поворота колеса передней опоры с управлением и з кабины. Управление поворотом колеса передней опоры осуществ ляется отклонением педалей, связанных механическим приводом с золотни ковой головкой гидравлического механизма поворота колес. Амортизация шасси пневмогидравлическая. Выпуск и уборка шасси производится от гидр осистемы. Для защиты воздухозаборников от попадания в них посто ронних предметов при взлете, посадке и рулении самолета по взлетно-посад очной полосе на переднюю опору шасси установлен грязезащитный щиток. Еще одним штатным средством торможения, предназначен ным для сокращения длины пробега самолета при посадке и прерванном взле те является парашютно-тормозная установка. Контейнер ПТУ является законцовкой хвостовой балки ф юзеляжа, в котором размещен вытяжной парашют с пружинным механизмом, вто рой вытяжной парашют. двухкупольный тормозной парашют типа ПТК-25 с купол ами крестообразной формы с площадью по 25 квадратных метра каждый и соеди нительное звено. Контейнер парашютно-тормозной установки крепится по периметру к силовому шпангоуту хвостовой балки и имеет внешне конусооб разную формы, образованную наружной обшивкой. Внутренняя обшивка образ ует цилиндр, в котором установлена ПТУ. Створка ПТУ представляет собой ш аровой сегмент, который перед выпуском парашютов отклоняется вверх. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ В систему управления самолетом в ходит управление рулем направления ( ножное управление), управление элер онами и рулями высоты, управление триммерами, управление стабилизаторо м (ручное управление). Для уменьшения усилий на ручке уп равления самолетом в поперечном канале установлен бустер. Для снятия ус илий с ручки управления в системе управления рулем высоты и элеронами ус тановлены механизмы триммерного эффекта с дистанционным электрически м управлением. Нагрузки от элеронов на ручку управления не передаютс я; гидроусилители, включенные в систему управления по необратимой схеме , полностью воспринимают шарнирные моменты, возникающие от аэродинамич еских нагрузок на ручке управления в системе управления элеронами уста новлен пружинный загрузочный механизм, который изменяет усилия на ручк е управления в зависимости от углов отклонения элеронов. Триммер установлен также и на руле направления. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА На самолете установлены два взаи мозаменяемых бесфорсажных турбореактивных двигателя Р-95Ш, с нерегулиру емым соплом с нижерасположенной коробкой приводов, с автономным электр ическим запуском. Двигатели размещены в мотоотсек ах по обеим сторонам хвостовой балки самолета. Воздух в двигатели подается по двум цилиндрическим во здушным каналам с овальными дозвуковыми нерегулируемыми воздухозабор никами. Передний торец двигателя стыкуется с воздушным канал ом через резиновый уплотнительный жгут. Двигатель самолета имеет нерегулируемое сужающееся сопло, расположенное в хвостовой части мотогондолы так, что его срез сов падает со срезом мотогондолы. Между внешней поверхностью сопла и внутре нней поверхностью мотогондолы имеется кольцевой зазор для выхода возд уха, продуваемого через мотоотсек. Вследствие отрицательного влияния с труи двигателя Р-95Ш на горизонтальное оперение угол излома сопла был отк лонен вниз на 2 градуса. Двигатели крепятся к силовым шпангоутам мотогондолы в двух поясях: переднем и заднем. Передний пояс крепления состоит из трех узлов - двух боковых, регулируемых по длине тяг, и верхней цапфы-штыря. Тяг и воспринимают вертикальные усилия, а штырь - тягу двигателя и боковые на грузки. Задний пояс крепления состоит из трех узлов: двух регулируемых п о длине боковых тяг, воспринимающих вертикальные усилия, и верхней гориз онтальной тяги, воспринимающей боковые нагрузки. К системам, обеспечивающим работу силовой установки с амолета, 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 си стем система дренажа обеспечивает выведение остатков топлива, масла и г идросмеси за борт самолета после остановки двигателей или в случае неуд авшегося запуска. Система управления двигателями предназначена для из менения режимов работы двигателей и обеспечивается автономное управле ние каждым двигателем. Система состоит из пульта управления двигателям и на левом борту кабины летчика и тросовой проводки с роликами, поддержи вающими трос, тандерами, регулирующими натяжение тросов, и блоков редукт оров перед двигателями. В конструкцию каждого двигателя входят следующие узл ы: - осевой двухроторный восьмиступенчатый компрессор; - прямоточная трубчато-кольцевая камера сгорания с деся тью жаровыми трубами; - осевая двухступенчатая реактивная газовая турбина с о хлажденными сопловыми лопатками первой ступени, корпусом и диском; - нерегулируемое реактивное сопло. На двигателе устанавливаются сл едующие 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 фюзеляж а от перегрева обеспечивается набегающим потоком воздуха, поступающим через воздухозаборники охлаждения за счет скоростного напора. Воздухо заборники охлаждения двигательных отсеков расположены на верхней пове рхности мотогондол. Попавший в них воздух под действием скоростного нап ора растекается по двигательным отсекам, охлаждая двигатель, его агрега ты и конструкции. Отработанный охлаждающий воздух выходит наружу через 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 соо бщающихся между собой топливных баках под избыточным давлением 0,1 кг. на с м.кв. Топливная система самолета обеспечивает подачу топлив а из баков к двигателям в заданной последовательности на всех режимах ра боты самолета и при любом положении его в воздухе. Топливная система вкл ючает в себе баки, в которых размещается топливо; агрегаты, устройства и т опливопроводы для заправки топливом баков на земле; агрегаты, устройств а и трубопроводы, обеспечивающие подачу топлива из баков к двигателям; с истему питания двигателей при действии нулевых и отрицательных перегр узок; приборы и устройства для контроля работы топливной системы на земл е и в воздухе; агрегаты, устройства и трубопроводы наддува и дренажа топл ивных 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 гермети чные баки-отсеки, являющиеся элементами конструкции фюзеляжа и крыла са молета. 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 способам и: - открытым централизованным; - открытым через заливные горловины каждо й 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 произво дится под действием давления наддува. Подвесные топливные баки вырабат ываются в первую очередь. Конструктивно подвесной топливный бак выполн ен в виде цилиндрической оболочки, подкрепленной шпангоутами, приварен ными к ней электросваркой. Для улучшения транспортабельности и условий хранения подвесной бак выполнен разъемным, из трех частей: носовой, сред ней и хвостовой, соединенных по стыку болтами. Герметичность обеспечива ется установкой по разъемам стыковых колец. На хвостовой части подвесно го топливного бака установлен стабилизатор, состоящий из двух горизонт ально расположенных консолей. Средняя часть подвесного топливного бак а - силовая, на ней расположены узлы подвески бака к балочному держателю.; в средней части подвесного бака установлена труба, служащая для отбора т оплива из бака. СИСТЕМА СПАСЕНИЯ ЛЕТЧИКА САМОЛЕТА Для спасения летчика на самолете Су -25 установлено катапультное кресло К-36Л, которое служит рабочим местом ле тчика и обеспечивает его спасение до скоростей 1000 км. в час во всем диапазо не высот полета, включая взлет и посадку, оно является облегченным вариа нтом кресла К-36Д, и не имеет ограничителей разброса рук, дефлектора и сист емы подтяга ног. В полете летчик удерживается в крес ле индивидуальной подвесной и привязной системой. а бесступенчатое рег улирование сиденья по росту обеспечивает летчику удобное для работы и о бзора положение в кабине. Защита летчика от возникающих при катапультации перегр узки и воздействия скоростного напора обеспечивается высотным снаряже нием, принудительной фиксацией в кресле и устойчивой стабилизацией кат апультного кресла. катапультирование производится при вытягивании руч ек катапультирования, после чего все системы кресла и бортовая система а варийного сброса фонаря срабатывают автоматически вплоть до ввода спа сательного парашюта и отделения летчика от кресла. После отделения от кр есла купол спасательного парашюта наполняется и обеспечивает спасение летчика, а поддержание жизнедеятельности летчика после приземления ил и приводнения обеспечивается средствами носимого аварийного запаса, о тделяющегося 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 летч ика в кабине, поддерживает избыточное давление в кабине в пределах (0,03 - 0,05) к гс. на см.кв. - обогрев и вентиляцию кабины; - предохранение стекол фонаря от запотевания; - необходимую температуру в блоках радиоэлектронного обо рудования. Для улучшения теплового режима летчика установлена сис тема вентиляции снаряжения, обеспечивающая подачу на всех режимах поле та, разбеге и рулежке, необходимого расхода кондиционированного воздух а в пространство под одеждой. Для системы кондиционирования используется воздух, отб ираемый за восьмой ступенью компрессора каждого двигателя, который зат ем последовательно охлаждается в двух воздуховоздушных радиаторах и в турбохолодильнике. Система кондиционирования начинает работать однов ременно 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 с истем: основной и кресельной. Основная кислородная система состоит из бортового комп лекта кислородного прибора и кислородных баллонов. Бортовой запас кисл орода основной системы заключен в четырех пятилитровых баллонах в газо образном 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 кислор одного оборудования, объединенного разъема коммуникаций, механизмов а втоматического и ручного включения системы. Система предназначена для питания кислородом при катап ультировании в кресле и последующем спуске, при отказе основной системы , для обеспечения всплытия из-под воды после катапультирования и пребыва ния 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 шасси . основное торможение колес основных опор шасси, управление элеронами, у правление колесом передней опоры шасси. Каждая гидравлическая система имеет свой источник давл ения (насос), свои распределительные устройства, исполнительные органы, трубопроводы и емкости с рабочей жидкостью. Давление в гидросистемах 210 к илограммов на квадратный сантиметр. Обе гидросистемы являются система ми 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 явля ются две аккумуляторные батареи. Для подключения бортовой электросети самолета к наземн ым источникам электроэнергии на борту самолета установлены два штепсе льных разъема аэродромного питания (один - постоянного тока. второй трех фазного 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, о беспечивающий прицеливание при стрельбе, бомбометании и пуске ракет дн ем 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, обеспечив ающая формирование электрических сигналов для отклонения зеркала стан ции подсвета и дальнометрирования и подвижной марки прицела, пропорцио нальных 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 резервн ый - 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 регистр ации параметров полета и сохранения записанной информации полета и сох ранения записанной информации в случае летного пришествия. Послеполет ная дешифровка записанной информации позволяет оценить работу систем, траекторию и положение самолета в пространстве. действия экипажа в поле те. 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 вооруже ние 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.
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
В украинских машинах педаль тормоза ворует у педали газа.
Anekdot.ru

Узнайте стоимость курсовой, диплома, реферата на заказ.

Обратите внимание, реферат по астрономии, авиации, космонавтике "Сухов", 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