характеристиками, но несла менее сложное БРЭО и более слабый комплекс защиты, являясь чистым истребителем-бомбардировщиком. МиГ-27 отличался большей «монументальностью», и в конце эволюционного пути его можно назвать «бомбардировщиком- истребителем».
Трудно привести относительную оценку этих самолетов: сколько людей, столько и мнений. На взгляд автора, чаша весов в «конкурсе симпатий» среди летчиков все же склоняется на сторону самолета «Сухого». В то же время, «технари», как правило, голосуют за «МиГ».
Интерес представляет сравнение МиГ-27 с ближайшими зарубежными аналогами. Однако эта тема заслуживает отдельной статьи, которая будет помещена в следующем номере «АиВ».
МиГ-27К – авиационный ударный комплекс 3-го поколения, предназначенный для поражения стационарных и подвижных, в том числе малоразмерных целей со средних, малых и предельно малых высот в условиях их визуальной видимости, а также невидимых целей с известными координатами и работающих РЛС противника.
Самолет представляет собой одноместный однодвигательный высокоплан с крылом изменяемой стреловидности, цельноповоротным дифференциально отклоняемым стабилизатором и убирающимися в полете шасси. Планер самолета цельнометаллической конструкции, изготовлен в основном из алюминиевых (Д19, В95, АК4, АЛ9 и др.) и магниевых (МЛ5, МА14 и др.) сплавов, а также сталей (ВНС-2, ВКП-3, ЭИ-703 и др.).
Фюзеляж полумонококовой конструкции, разделен технологическими разъемами на три секции – носовую, центральную и хвостовую. В переднем отсеке носовой секции размещаются оптоэлек- тронная система «Кайра», включающая лазерный дальномер-целе- указатель и телекамеру, а также станция наведения ракет «Дельта-НЗГ», антенна которой находится над окном лазерного дальномера под радиопрозрачным обтекателем. Далее располагается герметичная кабина пилота, а под ней – ниша убранного положения передней опоры шасси. Кабина закрыта фонарем, состоящим из неподвижного козырька и откидывающейся назад крышки. Лобовое стекло козырька защищено от обледенения электротепловой ПОС. Обзор назад обеспечивается при помощи смотрового прибора ТС-27АМШ, закрепленного на крышке фонаря. Открытие крышки производится пневмоцилиндром, а ее аварийный сброс – пиротехнической системой. В кабине установлено катапультное кресло КМ-1М, обеспечивающее покидание самолета на скорости свыше 130 км/ч во всем диапазоне высот. Борта кабины снаружи защищены стальными бронеплитами. За кабиной пилота размещаются бортовое оборудование, боекомплект пушки и передний фюзеляжный топливный бак. Снизу на носовой секции фюзеляжа закреплена пушка ГШ-6-30А, а по бортам – воздухозаборники двигателя. Воздухозаборники – дозвуковые, нерегулируемые, прямоугольного поперечного сечения. Каждый из них отодвинут от борта фюзеляжа на 80 мм, образуя щель для слива пограничного слоя. За носовой секцией находится фюзеляжный топливный бак-отсек № 2 – основной силовой отсек центральной секции фюзеляжа, к которому крепятся кессон центроплана крыла и основные стойки шасси. Далее центральную секцию занимают ниши убранного положения основных опор, а за ними – двигатель и топливный бак. По продольной оси этой секции проходит к двигателю цилиндрический воздушный канал. К хвостовой секции фюзеляжа крепятся киль стабилизатор и подфюзеляжный гребень. Внутри этой секции находятся форсажная камера и топливный бак, а на ее внешней поверхности установлены четыре тормозных щитка (два – над консолями стабилизатора и два – под ними).
Крыло самолета состоит из неподвижного центроплана и двух поворотных трапециевидных консолей. На передней кромке каждой консоли имеется вихреобразующий «клык». Угол стреловидности центроплана по передней кромке 70'. Консоли могут быть установлены в трех фиксированных положениях: с углом стреловидности по передней кромке 18,5* (взлет, посадка и полет на дальность); либо 47,5' (боевое применение со сложных видов маневра и ведение ограниченно маневренного воздушного боя); либо 74,5* (полет на сверхзвуковой скорости). Конструкция крыла двухлонжеронная, кессонного типа. Кессоны центроплана и консолей являются топливными баками-отсеками. Кессон центроплана выполнен из стали и приварен к силовому отсеку центральной секции фюзеляжа. Кессон консоли присоединен к кессону центроплана посредством поворотного узла. Изменение стреловидности консолей производится специальной системой СПК-1 посредством двух гидромоторов и шариковинтового привода. Каждая консоль оснащена четырехсекционным отклоняемым носком и трехсекционным закрылком. Конструкция закрылка – трехслойная с сотовым заполнителем. На наружных поверхностях внутренних секций закрылка закреплены стальные ленты, по которым перемещаются бобышки прижимных щитков. Эти щитки закрывают вырезы в фюзеляже, в которые входит крыло при увеличении его стреловидности. На верхней поверхности каждой консоли установлен двухсекционный ин- терцептор. Элероны на крыле отсутствуют. Поперечное управление самолетом осуществляется путем выпуска интерцептора на одной консоли с одновременным дифференциальным отклонением стабилизатора. Управление механизацией крыла осуществляется гидроцилиндрами
Хвостовое оперение состоит из цельноповоротного стабилизатора. киля с рулем направления и подфюзеляжного гребня. Стабилизатор '.'ожет работать в двух режимах. В режиме продольного управления обе его консоли синхронно отклоняются в одну сторону на угол от -28.5 до +8,5*. В режиме поперечного управления консоли стабилизатора отклоняются в разные стороны на одинаковые углы не превышающие ± 6,5* (при максимальной стреловидности крыла либо ±10'. Киль двухлонжеронной конструкции. Панели между лонжеронами фрезерованные. Конструкция руля направления и хвостовых частей стабилизатора – трехслойная с сотовым заполнителем, подфюзеляжный гребень при выпуске шасси складывается вправо. В основании киля располагается контейнер с тормозным парашютом ТП-10370-65.
Шасси трехопорное с носовой стойкой. Передняя опора двухколесная. основные – одноколесные. Пневматики колес – бескамерные. Носовое колесо размером 520x140 мм, основное – 840x360 мм. Колеса оснащены дисковыми тормозами. Система торможения пневматическая. Передняя опора полурычажного типа, убирается по полету в нишу под пилотской кабиной. Она оборудована рулевым механизмом МРК-30 и центрирующим устройством. Управление передней опорой осуществляется педалями. Основная стойка состоит из поперечной балки, поворотного узла, консольной полувилки с выносным амортизатором и механизмом ее доворота. Стойка убирается посредством гидроцилиндра, который в выпущенном положении является ее подкосом. Уборка производится по направлению к оси самолета в фюзеляжный отсек. При этом шток гидроцилиндра поворачивает вверх балку относительно оси ее крепления и одновременно происходит доворот в противоположном направлении полувилки с колесом.
Силовая установка включает один ТРДФ Р-29Б-300 с максимальной тягой 8000 кгс/ с форсажом – 11500 кгс. Двигатель выполнен по двухвальной схеме, имеет одиннадцатиступенчатый осевой компрессор (5 ступеней низкого и 6 ступеней высокого давления), кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину, форсажную камеру и двухпозиционное реактивное сопло. Система запуска двигателя – автономная от турбостартера ТС-21, который рассчитан на непрерывную работу не более 60 с. В полете двигатель запускается от авторотации. При этом на большой высоте используется система его кислородной подпитки. Маслосистема – циркуляционная, замкнутого типа, все ее агрегаты смонтированы на двигателе. Топливо размещается в фюзеляжных и крыльевых баках-отсеках. Суммарная емкость внутренних баков – 5400 л. Заправка этих баков – централизованная под давлением. Кроме того, могут использоваться подвесные топливные баки емкостью по 800 л: один фюзеляжный (на центральном пилоне) и два крыльевых (под консолями). Подвеска крыльевых ПТБ возможна только под крыло, установленное на минимальный угол стреловидности. При необходимости эти баки сбрасываются в полете вместе с пилонами.
Гидравлическая система состоит из двух автономных систем: основной и бустерной. Каждая система имеет насос переменной производительности НП-70А-3 с приводом от маршевого двигателя. Рабочее давление – 210 кг/см
