МиГ-31 — Советский двухместный сверхзвуковой высотный всепогодный истребитель-перехватчик дальнего радиуса действия (16.09.1975)

Статья под цифровой редакцией подготовлена: Орловым Геннадием Викторовичем (08.11.1965) — Советским выдающимся публицистом СССР — Прозаиком СССР — Историком СССР

Страна:   СССР.
Расположение:    Москва (СССР).
Разработчик:    Московское авиационное производственное объединение (МАПО).
Тип:     Истребитель-перехватчик.
Эксплуатант:     Войска ПВО СССР.
Первый полёт:    16.09.1975.
Начало эксплуатации:    06.05.1981.
Базовая модель:     МиГ-25.
Произведено:     519.
главный конструктор:     Чумаченко А.А.
Время работы:    Круглосуточно.
Адрес:   

МиГ-31 — Советский двухместный сверхзвуковой высотный всепогодный истребитель-перехватчик дальнего радиуса действия — По классификации НАТО (Foxhound). Разработан в ОКБ-155 на базе МиГ-25. Первый Советский боевой самолёт четвёртого поколения.

Послевоенный период

Предыстория

24 мая 1968 года — На ОКБ-155 начались работы по созданию истребителя-перехватчика МиГ-31 (изделие 83, самолёт Е-155МП). На начальной фазе работами руководил главный конструктор А.А. Чумаченко. Затем, на этапе глубокой инженерной разработки и испытаний Г.Е. Лозино-Лозинский.

В 1969 году — подвергнув анализу все имеющиеся возможности, руководители Конструкторского бюро радиостроения» (КБР). приняли достаточно смелое решение, которое было революционным для того времени – разработать антенну с электронным сканированием. При этом для воплощения революционной идеи по введению в систему «Заслон» электронного сканирования необходимо было разработать ФАР – антенну принципиально нового класса.

В 1975 году — работы по созданию самолёта возглавил К.К. Васильченко.

МиГ-31 строился по схеме самолёта МиГ-25, но с экипажем из двух человек — лётчика и штурмана-оператора, размещавшихся один за другим. Боевые возможности истребителя предполагалось существенно расширить благодаря применению новейшего электронного оборудования, в частности, применяемой впервые РЛС с пассивной фазированной антенной решёткой.

Повествование

16 сентября 1975 года — Совершил свой первый полёт прототип МиГ-31, за его штурвалом находился лётчик-испытатель А.В. Федотов.

В 1976 году — первый МиГ-31 был оснащен ФАР Б1.01 и СУВ «Заслон» и был направлен в испытательный центр ВВС в городе Ахтубинске для проведения комплекса лётных испытаний.

Самолёты МиГ-31 № 831 (бортовой № 011) и 832 (бортовой № 012) имели ряд конструктивных отличий от опытных машин:

• увеличенный размах закрылков (с 1.93 до 2.68 м);
• уменьшенную площадь горизонтального оперения (с 10.12 до 9.8 м2, за счет снятия «ножа» на задней кромке), меньшие углы стреловидности оси вращения и углы отклонения стабилизатора;
• увеличенное плечо вертикального оперения;
• измененные тормозные щитки: площадь их уменьшилась с 1.94 до 1.4 м2, а угол отклонения возрос с 40 до 44о, отклонение щитков стало производиться в плоскости, параллельной плоскости симметрии самолета;
• подфюзеляжные гребни соответствовали гребням самолета № 832;
• устанавливался штатный комплекс навигации КН-25 с инерциальной навигационной системой и новым вычислителем;
• в состав вооружения была включена встроенная пушечная установка с 6-ствольной пушкой ГШ-6-23 калибра 23 мм.

22 апреля 1976 года — Начались государственные совместные испытания (ГСИ) МиГ-31.

30 июля 1977 года — Был выполнен первый вылет на самолёте № 832 (бортовой № 012).

13 июля 1977 года — Был выполнен первый вылет на самолёте № 831 (бортовой № 011).

В 1977 году — Советский лётчик-испытатель Александр Федотов поднялся на МиГ-31 в ближний космос — на высоту 37 650 метров.

15 февраля 1978 года — Был впервые выполнен полёт с обнаружением и сопровождением 10 воздушных целей.

В декабре 1978 года — завершился первый этап ГСИ.

В сентябре 1979 года — начался второй этап ГСИ.

В декабре 1979 года — государственные испытания комплекса С-155МП, которые проходили на базе ГНИКИ ВВС им. Чкалова, подошли к концу.

В сентябре 1980 года — завершился второй этап ГСИ.

06 мая 1981 года — Постановлением Совета министров СССР, истребитель-перехватчик МиГ-31 с РЛС РП-31 и ракетами Р-33 был принят на вооружение.

МиГ-31 — заменил перехватчик Ту-128 и Су-15.

В 1981 году — началось производство МиГ-31 в Горьком. Первая серия состояла всего из двух самолётов, вторая — из трёх, третья — из шести. Все эти самолёты предназначались для проведения лётных испытаний.

В 1983 году — новые перехватчики стали поступать на вооружение ПВО.

В сентябре 1984 года — новые перехватчики заступили на боевое дежурство на Дальнем Востоке на аэродроме Сокол (остров Сахалин).

С 1985 года 1986 год — появились новые версии самолёта. И это перехватчик МиГ-31М и противоспутниковый МиГ-31Д.

В 1990 году — был выпущен вариант МиГ-31Б оснащенный системой дозаправки в воздухе.

В 1991 году — на авиасалоне в Ле-Бурже впервые был показан МиГ-31.

Техническое описание

Конструкция планера

Планер самолёта МиГ-31 разработан на основе планера МиГ-25. МиГ-31 выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высоко расположенным трапециевидным крылом, двухкилевым вертикальным и цельноповоротным горизонтальным оперением.

Фюзеляж

Сварная полумонококовая конструкция с 57 шпангоутами, 15 из которых силовые. Технологически фюзеляж делится на три части:

1. носовая,
2. средняя,
3. хвостовая.

Носовая часть — фюзеляжа изготовлена из алюминиевых сплавов и включает:

• отсек радиоэлектронного оборудования,
• кабину экипажа и закабинный отсек оборудования;
• спереди к носовой части пристыковывается радиопрозрачный обтекатель антенны радиолокационного прицела.

Члены экипажа располагаются тандемом, в передней кабине — лётчик, в задней — штурман-оператор. Обе кабины герметичные, отделены друг от друга прозрачной перегородкой из плексигласа толщиной 10 мм; в них установлены катапультируемые кресла К-36ДМ. Фонари кабин имеют открываемые вверх назад подвижные сегменты. Остекление боковых поверхностей фонаря выполнено из термостойкого оргстекла толщиной 10 мм, материалом козырька фонаря кабины является триплекс толщиной 36 мм с электропроводным противообледенительным слоем. Под кабиной находятся отсеки для размещения блоков прицельно-навигационного комплекса, радиосвязной аппаратуры и агрегатов электрической системы. В носовой части также расположена ниша уборки носовой опоры шасси.

Сварная средняя часть фюзеляжа — как и на МиГ-25, является основным силовым элементом планера, однако на МиГ-31 уменьшена доля деталей из нержавеющей стали из-за уменьшения максимальной скорости самолёта и меньшего нагрева силовой части конструкции.

В средней части фюзеляжа находятся семь топливных баков. Сверху средней части фюзеляжа расположен гаргрот, который закрывает проводку механической части управления (тросы и жёсткие тяги).

По бокам фюзеляжа расположены воздухозаборные устройства прямоугольного поперечного сечения. Количество поступающего к двигателям воздуха регулируются нижними створками и верхним горизонтальным клином автоматически в зависимости от высоты и скорости полета.

На нижней поверхности каркаса воздухозаборных устройств размещены два тормозных щитка, одновременно являющиеся створками, закрывающими ниши основных опор шасси.

К хвостовой части фюзеляжа — крепится хвостовое оперение, контейнер для двух тормозных парашютов и форсажные камеры сгорания. Также здесь находятся три теплоизолированных отсека для агрегатов топливной и гидравлической систем, и систем управления.

Корпус МиГ-31 является несущим и может создавать дополнительную подъёмную силу до 25 %, ракеты полуутоплены в корпус. Доля стали 50 %, титана — 16 %, алюминиевых сплавов — 33 %.

Крыло

Трёхлонжеронное трапециевидное в плане с углом стреловидности по передней кромке 41° имеет корневой наплыв с углом стреловидности 70°. Силовой набор крыла состоит из трёх лонжеронов, нервюр и стрингеров. На верхней поверхности каждой консоли крыла установлен аэродинамический гребень. Консоли крыла крепятся к фюзеляжу в шести точках каждая. На нижней поверхности консолей крыла, под каждой плоскостью, имеются точки подвески двух пилонов для пусковых устройств вооружения. На внешних подкрыльевых пилонах предусмотрена подвеска двух внешних баков ёмкостью по 2500 литров.

Механизация крыла — щелевые закрылки, элероны и по всей длине консоли четырёхсекционные отклоняемые носки с углом отклонения 13°. Угол отклонения элеронов +/-20 градусов. Угол отклонения закрылков 30 градусов. Элероны имеют осевую аэродинамическую компенсацию и снабжены противофлаттерными грузами в носках.

Хвостовое оперение

Двухкилевое с цельноповоротным стабилизатором и двумя подфюзеляжными гребнями.

Консоли цельноповоротного горизонтального оперения могут отклоняться как синхронно (для управления по тангажу), так и дифференциально (для управления по крену).

Двухкилевое вертикальное оперение, установленное с углом развала 8°, оснащено рулями направления. Для повышения путевой устойчивости под хвостовой частью фюзеляжа с развалом в 12° расположены аэродинамические гребни. Кили с рулями направления по конструкции идентичны друг другу, но отличаются расположением радиопрозрачных обтекателей антенн. К хвостовой части фюзеляжа каждый киль крепится в трёх точках.

Шасси

Трёхопорное, убираемое с помощью гидравлики. Передняя опора двухколёсная (размер колеса 660х200 мм) убирается назад по полёту. За её колёсами установлен грязеотбойный щиток, уменьшающий вероятность попадания в воздухозаборное устройство посторонних предметов при движении по аэродрому. Основные опоры шасси самолёта оснащены тележкой с двумя колёсами размерами 950×300 мм. Заднее колесо основной опоры расположено со сдвигом во внешнюю сторону относительно переднего. Такая конфигурация улучшает проходимость на грунтовых и ледовых аэродромах, поскольку каждое колесо имеет свою линию пути. Основные опоры убираются в отсеки фюзеляжа против полёта. Все колёса оснащены тормозами.

Система управления самолётом

Трёхканальная, обеспечивает пилотирование как в ручном режиме, так и в автоматическом по командам от системы автоматического управления САУ-155. Для отклонения стабилизатора и рулей направления служат необратимые гидроусилители. Проводка управления от командных органов к гидроусилителям с помощью жёстких тяг. Имитация усилий на ручке управления в канале тангажа осуществляется с помощью загрузочного механизма. Во всех каналах установлены механизмы триммерного эффекта. Управление двойное, в кабине штурмана установлены основные органы управления и телескопически выдвигаемая ручка управления.

Система аварийного спасения

Состоит из катапультных кресел К-36ДМ и пиротехнической системы управления сбросом фонарей кабины лётчика и штурмана. Кресло оснащено двухступенчатым комбинированным стреляющим механизмом, механизмом ввода парашюта, подвесной спасательной системой с 28-стропным парашютом и системой стабилизации с двумя парашютами. На кресле смонтированы кислородная система, носимый аварийный запас, спасательный надувной плот и автоматический радиомаяк.

Двигатели

Двигатели Д-30Ф6 (1979) были разработаны на основе гражданского Д-30 от Ту-134 (1967), с форсажной камерой и соплом, двигатель модульный; степень двухконтурности 0,57.

Двигатель имеет пятиступенчатый компрессор низкого давления, десятиступенчатый компрессор высокого давления, трубчато-кольцевую камеру сгорания, двухступенчатые турбины высокого и низкого давления. Максимальная температура газов на входе в турбину составляет 1660 К.

Форсажная камера снабжена кольцами, обеспечивающими стабильность горения, сверхзвуковое сопло имеет в расширяющейся части специальные пластинчатые клапаны для впуска воздуха и устранения пульсаций давления в выхлопной струе газов. Для запуска форсажной камеры применяется метод впрыска топлива «огневая дорожка».

В двигателе применены сплавы титана, никеля и стали. Сухая масса двигателя — 2416 кг.

Воздухозаборники двигателей — боковые, увеличенного, по сравнению с МиГ-25, сечения; количество поступающего к двигателям воздуха регулируется нижними створками и верхним горизонтальным клином автоматически в зависимости от высоты и скорости полёта.

Топливо расположено в семи фюзеляжных, четырёх крыльевых и двух килевых баках общей емкостью 18 300 литров. Предусмотрена подвеска под крылом, на внешних пилонах, двух сбрасываемых топливных баков емкостью по 2500 литров каждый.

Вооружение

В обтекателе с правого борта фюзеляжа установлена шестиствольная автоматическая пушка калибра 23 мм, с боекомплектом 260 снарядов, На нижней поверхности средней части фюзеляжа установлены четыре управляемые ракеты большой дальности. Дальность стрельбы 120 км, диапазон применения по высоте от 25 м до 28 000 м. Ракеты размещаются на пусковых устройствах в полуутопленном положении. На четырёх подкрыльевых пилонах предусмотрена подвеска ракет с инфракрасными головками самонаведения.

Четыре точки на корпусе и четыре на пилонах на крыльях допускают, в зависимости от конкретного применяемого боеприпаса, до четырёх ракет большой дальности + ещё до четырёх ракет средней или малой дальности (в том числе четыре ракеты большой дальности и четыре средней Р-77)

Система управления вооружением

Основу системы управления вооружением самолёта МиГ-31 составляет импульсно-допплеровская радиолокационная станция (БРЛС) с пассивной фазированной антенной решёткой (ПФАР) РП-31 Н007 «Заслон» разработки НИИ Приборостроения (г. Жуковский). МиГ-31 стал первым в мире истребителем, оснащённым БРЛС с фазированной антенной решёткой (ФАР). РЛС получила три канала работы, обнаружение, подсвет цели, определение госпринадлежности. Свойство, которым обладала только система управления стрельбой палубного истребителя F-14.

Самолёты ДРЛОиУ А-50 и МиГ-31 могут автоматически обмениваться между собой целеуказанием. МиГ-31 может наводить на цель наземные комплексы ПВО.

РЛС «Заслон»

В 1981 году — принята на вооружение. РП-31 Н007 «Заслон» разработана НИИ Приборостроения. РЛС выполняет задачи:

1. автоматическое обнаружение,
2. сопровождение целей и наведение на них ракет.

• Дальность обнаружения воздушной цели типа «бомбардировщик» (ЭПР = 19 м², с вероятностью 0,5) в переднюю полусферу: 200 км.
• ЭПР 5 м² — 180 км.
• Дальность обнаружения воздушной цели типа «истребитель» (ЭПР = 3 м², с вероятностью 0,5) в заднюю полусферу: 35 км.

по горизонтали 140°, по вертикали от −60° до +70°.

• Количество обнаруживаемых целей: 24.
• Канальность для ЦУ — 8, кроме того автоматически выбираются 4 приоритетные.
• Дальность автоматического сопровождения — 120 км, как и дальность поражения.
• Обнаружение тепловых целей: 56 км.

В частности (обнаружение):

• F-16 — 120 километров,
• В-1В — 200 километров.

Угловая зона одновременного обстрела ракетами нескольких целей для МиГ-31 составляет 18200 квадратных градусов (для F-14 только 420 кв°).

Ракеты большой дальности могут наводиться на цель в диапазоне чуть менее чем +/- 120 градусов (Ф-14 только +/- 20).

Дальность полёта

Для МиГ-31 с четырьмя ракетами и двумя подвесными баками, пуском ракет на середине пути, сбросом подвесных баков после их выработки и выпущенной ПМК дозвуковая практическая дальность и продолжительность полёта составляют соответственно 3000 км (03 часа 38 минут).

Дозвуковая практическая дальность и продолжительность без подвесных баков и убранной ПМК составляет:

• без ракет: дальность — 2480 км, продолжительность — 2 часа 44 минуты;
• с четырьмя ракетами и пуском их на середине пути: дальность — 2400 км, продолжительность — 2 часа 35 минут;
• с четырьмя ракетами: дальность — 2240 км, продолжительность — 2 часа 26 минут.

Модификации

Лётно-технические характеристики

В кинематографе

МиГ-31 фигурирует в кинофильмах:

• «Перехватчики-2»,
• «Эпоха: Эволюция»,
• «Три процента риска» с Кириллом Лавровым в главной роли.

Мифы, события, факты

1. 27 мая 1987 года — В Заполярье экипажу МиГ-31 в составе гв.капитана Ю.Н.Моисеева и гв.капитана О.А.Краснова (72-й ГИАП) пришлось осуществить боевое воздействие на самолет-разведчик SR-71 и вытеснить его далеко в нейтральные воды.

Материалы

Орлов Г.В. «МиГ-31 — Советский двухместный сверхзвуковой высотный всепогодный истребитель-перехватчик дальнего радиуса действия (16.09.1975)» — (повествование 04.02.2024).

Источник

https://ussr-cccp.moy.su/index/aviacija_sssr/0-10

https://ussr-cccp.moy.su/index/samoljoty_sssr/0-8

https://ussr-cccp.moy.su/publ/samoljoty_sssr/voennye/mig_samoljoty_sssr/54-1-0-202