Perú en ruso - форум русских перуанцев

Информация о пользователе

Привет, Гость! Войдите или зарегистрируйтесь.


Вы здесь » Perú en ruso - форум русских перуанцев » Наши крылья » Боевая авиация стран мира


Боевая авиация стран мира

Сообщений 1 страница 9 из 9

1

Выкладываем здесь информацию о боевых самолетах и вертолетах стоящих на вооружении стран мира

2

Су-35 Многоцелевой истребитель

http://www.airwar.ru/image/idop/fighter/su35/su35-1.jpg

http://www.airwar.ru/image/idop/fighter/su35/su35-6.jpg

http://www.airwar.ru/image/idop/fighter/su35/su35-8.jpg

http://www.airwar.ru/image/idop/fighter/su35/su35-12.jpg

http://www.airwar.ru/image/idop/fighter/su35/su35-10.jpg

В самом начале 80-х гг., когда только еще выходили на испытания первые истребители Су-27 серийной компоновки, возникла идея разработать на базе этого самолета модификацию с более широкими боевыми возможностями. Как мы помним, Су-27 изначально задумывался как истребитель-перехватчик авиации ПВО и военно-воздушных сил, лишенный каких-либо ударных функций. В дальнейшем был проработан вариант оснащения самолета авиационными средствами поражения класса "воздух-поверхность" (авиабомбами и неуправляемыми ракетами), однако отсутствие в штатной системе управления вооружением С-27 специализированных средств для обнаружения и распознавания наземных целей, а также относительно невысокая эффективность неуправляемого оружия привели к тому, что Су-27 так и остался "чистым" истребителем. Вместе с тем высокие летные характеристики и, в первую очередь, большая дальность полета, подтвержденные на испытаниях, позволяли рассчитывать на то, что после оснащения более совершенным оборудованием и новым вооружением (в т.ч. управляемыми ракетами класса "воздух-поверхность" и корректируемыми авиабомбами) "десятка" сможет стать единым многоцелевым истребителем Военно-Воздушных Сил Советского Союза, способным в равной мере эффективно решать задачи поражения воздушных и наземных целей.

Было еще два важных обстоятельства, обусловивших необходимость разработки модифицированного варианта Су-27, получившего название Су-27М (заводской шифр - Т-10М). Во-первых, как уже говорилось выше, в 1982 г. было принято решение о прекращении доводки радиолокационной станции "Меч" со щелевой антенной решеткой и электронным сканированием луча в вертикальной плоскости, которая должна была обладать более высокими характеристиками, по сравнению с РЛС AN/APG-63 самолета F-15A. Серийные Су-27 получили РЛС Н001 с антенной Кассегрейна - неплохой радиолокатор, но не имевший явных преимуществ перед APG-63. Тем временем, в США был создан улучшенный вариант AN/APG-63 с программируемым процессором сигналов и более совершенным процессором радиолокационных данных (с 1983 г. такие РЛС устанавливались на серийные F-15C), а также развернулись работы по новой радиолокационной станции AN/APG-70 с еще более высокими характеристиками для "двухцелевого" истребителя F-15E (с 1987 г. станции APG-70 устанавливались и на F-15C). Для восстановления "статуса - кво" модифицированный Су-27М предстояло оснастить новой РЛС с увеличенной дальностью действия, лучшей помехозащищенностью и дополнительными режимами работы "воздух-поверхность". Ее разработка была поручена НИИП, при этом предполагалось использовать опыт, полученный специалистами института при создании РЛС "Меч", и последние достижения цифровой вычислительной техники.

Во-вторых, еще в 1976 г. ВВС и ВМС США заказали разработку новой управляемой ракеты "воздух-воздух" средней дальности AMRAAM (Advanced Medium Range Air-to-Air Missile) с инерциально-корректируемой системой управления и активной радиолокационной головкой самонаведения (АРГС). Испытания такой ракеты, позднее получившей название AIM-120A, начались в 1984 г., а спустя 5 лет она поступила на вооружение истребителей F-15C/E, F-16C, F-18C и F-14D. Основным новым качеством этой ракеты стала реализация принципа "пустил-забыл", в соответствии с которым истребитель после пуска мог выходить из атаки, уклоняясь маневром от встречной атаки противника. Это достигалось путем использования на ракете активной радиолокационной головки самонаведения, не требующей подсвета цели БРЛС носителя. Для увеличения дальности пуска за пределы дальности захвата АРГС, на ракете использовалась инерциальная система управления (ИСУ). Вырабатываемая ею информация о взаимном положении ракеты и цели корректировалась по линии радиокоррекции, связывающей ракету и самолет-носитель, по которой на ракету периодически передавались измеряемые БРЛС координаты цели. Таким образом, в ракете AIM-120A был реализован принцип инерциально-корректируемого управления до захвата цели АРГС, примененный и на советских ракетах средней дальности с полуактивными радиолокационными и тепловыми головками самонаведения Р-27 и Р-27Э, входивших в систему вооружения истребителей 4-го поколения Су-27 и МиГ-29. Однако на AIM-120A, в отличие от Р-27, ИСУ была реализована в виде бесплатформенной инерциальной системы на базе БЦВМ и отдельного гироинерциального блока. Такое решение позволяло увеличить соотношение между дальностью пуска и дальностью захвата головкой самонаведения до 4-6, против 2.5 у ракеты Р-27.

Другим важным новым качеством AIM-120A, обусловленным использованием АРГС в сочетании с ИСУ, стала многоканальность, т.е. возможность одновременного применения нескольких ракет с одного носителя по нескольким целям. Это свойство достигалось (как и принцип "пустил-забыл") за счет автономности системы наведения с активным радиолокационным самонаведением на конечном участке траектории. И, наконец, третьей особенностью ракеты AIM-120A было значительное (примерно на 30% по сравнению с ракетой AIM-7F "Спэрроу") снижение стартовой массы, уменьшение диаметра корпуса и других внешних габаритов. Это позволяло разместить ракету на легком тактическом истребителе F-16, применение на котором достаточно крупных ракет средней дальности AIM-7F вызывало значительные трудности, и увеличить боекомплект таких ракет на более тяжелых самолетах F-15, F-18 и F-14, а также обеспечить их размещение во внутренних отсеках вооружения перспективных истребителей 5-го поколения, создававшихся по программе ATF.

Информация о программе AMRAAM в достаточно больших объемах поступала в СССР и тщательно анализировалась в ОКБ и институтах промышленности, в первую очередь, в НИИАС МАП. На основе полученных данных здесь были проведены сравнительные оценки эффективности новых советских и американских истребителей, в случае вооружения их ракетами средней дальности AIM-120A, AIM-7F, Р-27 и Р-27Э. В процессе этих исследований была показана настоятельная необходимость создания отечественной ракеты с АРГС: отсутствие такой ракеты приводило к тому, что самолеты Су-27 и МиГ-29 значительно уступали в дальнем ракетном воздушном бою американским истребителям F-15 и F-16, вооруженным ракетами AIM-120A. На основании этого советским правительством было принято решение о создании ракеты "воздух-воздух" средней дальности нового поколения с АРГС и ИСУ. Такая ракета, получившая в экспортном варианте обозначение РВВ-АЕ, должна была войти в состав вооружения модифицированных истребителей 4-го поколения Су-27М и МиГ-29М, а затем и других самолетов, в т.ч. и перспективных истребителей 5-го поколения.

Таким образом, к 1983 г. определился основной круг мероприятий, которые предстояло реализовать при разработке модифицированного истребителя Су-27М для обеспечения его превосходства над последними вариантами американских самолетов F-15 и F-16 и придания ему качеств многофункциональности. Главными из них должны были стать оснащение Су-27М новой радиолокационной системой управления РЛСУ-27, перспективными ракетами "воздух-воздух" средней дальности с АРГС и оружием для эффективного поражения наземных целей. Кроме того, истребитель предполагалось снабдить бортовым радиоэлектронным комплексом обороны (на Су-27 имелись лишь элементы такого комплекса) и модернизированным навигационным оборудованием. Должна была измениться и система кабинной индикации - большую часть прицельной и пилотажно-навигационной информации планировалось выводить на широкоформатные многофункциональные индикаторы на электронно-лучевых трубках и усовершенствованный коллиматорный индикатор на фоне лобового стекла.

29 декабря 1983 г. было принято решение Комиссии Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросам о создании самолета Су-27М, в соответствии с которым коллектив МЗ им. П.О.Сухого приступил к разработке эскизного проекта модифицированного истребителя. Работы велись в бригаде истребителей отдела проектов ОКБ, возглавляемой М.А.Погосяном. Общее руководство программой осуществлял Генеральный конструктор М.Н.Симонов. На самолете решено было реализовать ряд конструктивных усовершенствований, проходивших в середине 80-х гг. отработку на летающих лабораториях на базе Су-27 и Су-27УБ. В первую очередь, это касалось применения дополнительного переднего горизонтального оперения, испытанного на Т-1024, модифицированной системы дистанционного управления и системы дозаправки топливом в полете, опробованной на Т-10У-2. Кроме того, на Су-27М планировалось применить модификацию двигателей АЛ-31Ф с увеличенной до 13000 кгс тягой, а для дальнейшего увеличения дальности полета обеспечить использование подкрыльевых подвесных топливных баков емкостью по 2000 л.

Эскизный проект Су-27М был подготовлен в 1985 г. Наиболее существенные изменения произошли в бортовом радиоэлектронном оборудовании истребителя. Основными его компонентами стали: радиолокационная система управления (РЛСУ-27), оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс, комплекс радиоэлектронного противодействия, комплекс средств связи, а также ряд других систем (аппаратура приборного наведения, система дистанционного управления, ответчик госопознавания, системы контроля, регистрации, сигнализации и т.п.), причем во всех комплексах предусматривалось широкое применение цифровых вычислителей.

Радиолокационная система управления РЛСУ-27 включала радиолокатор переднего обзора НОИ со щелевой антенной, разрабатывавшийся в НИИП (главный конструктор Т.О.Бекирбаев) и небольшую РЛС заднего обзора Н012 (разработка НИИР "Рассвет"). РЛС Н011 имела, по сравнению с серийной Н001, увеличенные дальность обнаружения воздушных целей и зону обзора воздушного пространства по азимуту и углу места, могла обеспечивать сопровождение и обстрел большего количества целей одновременно, а также работать в режиме картографирования местности. Среди основных новых технических решений, реализованных при разработке РЛС, было использование многорежимного широкополосного передатчика большой мощности на лампе бегущей волны с высоким КПД, малошумящего входного усилителя СВЧ-мощности и высокоэффективной защиты от повышенного уровня проникающей мощности, цифровой обработки радиолокационного сигнала на основе перепрограммируемого сигнального процессора, применение высокопроизводительной цифровой вычислительной системы. Применение аппаратуры заднего обзора определялось необходимостью обеспечения кругового обзора воздушного пространства и сопровождения воздушных целей в задней полусфере самолета. РЛС заднего обзора планировалось разместить в центральной хвостовой балке фюзеляжа. В целом РЛСУ-27 обеспечивала возможность:
наносить упреждающий удар по любому воздушному противнику, в т.ч. малозаметному;
атаковать наземные (морские) цели без захода в зону ПВО;
применять оружие по воздушным и наземным (морским) целям по радиолокационной информации в одном вылете;
совершать полет на малых высотах, обходя и облетая препятствия;
участвовать в групповых действиях по воздушным и наземным целям;
автоматизировать все этапы полета и боевого применения:
осуществлять автоматический контроль за состоянием систем и в минимальные сроки выявлять возможные неисправности;
обнаруживать типовые воздушные и наземные цели на дальности до 200 км, а крупные воздушные цели с большой ЭОП - на удалении до 400 км;
одновременно сопровождать воздушные цели в задней полусфере самолета;
работать в условиях преднамеренных помех.

Оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс включал пилотажно-навигационный комплекс ПНК-10М, оптико-локационную станцию ОЛС-27К, нашлемную систему целеуказания "Щель-ЗУМ", систему управления оружием, измеритель угловых скоростей и линейных ускорений (ИУСЛУ) и цифровую вычислительную систему. ПНК-10М, в свою очередь состоял из цифрового вычислителя, системы воздушных сигналов СВС-2Ц-У, радиовысотомера РВ-21, системы предотвращения критических режимов (СПКР), радиотехнических систем дальней и ближней навигации А-723 и А-312, аппаратуры определения взаимных координат самолетов группы (ОВК) А-315, доплеровского измерителя скорости и угла сноса ШО-13А, автоматического радиокомпаса АРК-22, информационного комплекса вертикали и курса ИК-ВК-80, системы автоматического управления САУ-10М и т.д.

В состав бортового комплекса обороны были включены новая станция радиотехнической разведки, теплопеленгатор пуска ракет, автомат постановки пассивных помех АПП-50, станция активных радиоэлектронных помех "Сорбция" (в двух контейнерах на законцовках крыла) и устройство управления на базе БЦВМ. Предусматривалось на самолете и применение системы взаимно-групповой защиты с более мощной станцией помех в подвесных контейнерах. Типовой комплекс средств связи ТКС-2-27, также имевший цифровой вычислитель, включал КВ-радиостанцию Р-864Л, две УКВ-радиостанции Р-800Л и аппаратуру телекодовой связи, засекречивания переговоров и т.п.

Принципиально новым стало информационно-управляющее поле кабины летчика: его основу составили три высококонтрастных многофункциональных монохромных телевизионных индикатора с кнопочным обрамлением и усовершенствованный индикатор на фоне лобового стекла. Традиционным электромеханическим приборам, число которых было значительно сокращено, отвели только дублирующие функции. Для того чтобы пилот легче переносил перегрузки при маневрировании, катапультное кресло установили с увеличенным до 30╟ углом наклона спинки, при этом некоторое поднятие кресла вверх и смещение датчика ОЛС вправо от оси симметрии самолета улучшили обзор из кабины.

Разработка перспективной ракеты средней дальности с АРГС началась в СССР с опозданием на несколько лет после развертывания работ по американской программе AMRAAM. На начальной стадии был организован конкурс технических предложений между МЗ "Вымпел" (главный конструктор А.Л.Ляпин, руководитель разработки В.А.Пустовойтов) и НПО "Молния" (главный конструктор Г.Е.Лозино-Лозинский, руководитель разработки Г.И.Хохлов). Первый коллектив выступил с компоновкой, близкой по всем параметрам к компоновке ракеты Р-24, применявшейся на истребителях МиГ-23МЛ и истребителях-перехватчиках МиГ-23П, а второй предложил, по существу, уменьшенный вариант ракеты Р-40, использовавшейся в системе вооружения перехватчика МиГ-25П. К моменту рассмотрения технических предложений в НИИАС МАП в институте уже имелось свое видение компоновки и размерности перспективной ракеты, навеянное полученными данными об американской ракете AMRAAM, которая использовалась в качестве своеобразного эталона.

Несмотря на очевидные недостатки технических предложений обоих КБ, предпочтение все же было отдано проработкам МЗ "Вымпел", который к этому времени возглавил Г.А.Соколовский, сумевший привлечь к созданию ракеты лучших соразработчиков и смежников и четко организовать их взаимодействие. Началась кропотливая совместная работа коллективов МЗ "Вымпел" и НИИАС по "облагораживанию" компоновки ракеты, снижению ее массы и габаритов. С использованием САПР в НИИАС было наглядно показано, что для перспективной ракеты нецелесообразно использование такого большого крыла, как в ракете Р-24, и его оптимальная площадь составляет 5 площадей миделя корпуса. При этом достигалось снижение массы конструкции и лобового сопротивления. Другим способом уменьшения массы ракеты явилось предложенное институтом использование на ней решетчатых рулей. Такие рули имели малое значение шарнирного момента, что позволяло существенно снизить габариты и массу рулевого отсека.

При разработке компоновки новой ракеты средней дальности было учтено новое требование, связанное с возможностью внутрифюзеляжного размещения УР на перспективных истребителях 5-го поколения. В связи с этим треугольные крылья ракеты уменьшенной площади постепенно трансформировались в крылья малого удлинения типа несущих ребер, а решетчатые рули стали складными. Одним из наиболее сложных моментов в разработке РВВ-АЕ стала постоянная борьба за уменьшение массы ракеты с целью увеличения боекомплекта УР на самолете при их многоканальном применении.

Несмотря на отставание в сроках начала разработки по отношению к AMRAAM, создание отечественной ракеты базировалось на хорошем научно-техническом заделе, что позволило вести его быстрыми темпами и почти ликвидировать временное отставание к концу разработки. Так, началу опытно-конструкторских работ по РВВ-АЕ в 1982 г. предшествовало проведение крупной НИР по созданию перспективного авиационного радиолокатора и активной радиолокационной головки самонаведения, проводившейся в НИИАС МАИ совместно с НПО "Исток". Идеологом и организатором этой работы был сотрудник НИИАС Г.М.Кунявский, долгие годы проработавший главным конструктором НИИР и являвшийся автором таких широко известных РЛС, как "Орел" (для перехватчиков Су-11. Су-15 и Як-28П) и "Сапфир-23" (для истребителя МиГ-23). В результате этой НИР были созданы и испытаны опытные образцы перспективной БРЛС и АРГС для УР "воздух-воздух". Активная радиолокационная головка самонаведения для РВВ-АЕ создавалась объединенными усилиями специалистов НПО "Исток" (главный конструктор С.И.Ребров) и МНИИ "Агат" (главный конструктор И.Г.Аконян).

Напряженная работа коллективов ведущих организаций по разработке РВВ-АЕ, в первую очередь, МЗ "Вымпел", НПО "Исток", МНИИ "Агат" и НИИАС МАП, увенчалась успехом, и уже в 1984 г. первые опытные образцы новой ракеты вышли на летные испытания. В 1994 г., после успешного завершения Государственных испытаний, базовый вариант РВВ-АЕ для ВВС России был принят на вооружение. На самолете Су-27М была обеспечена возможность подвески до 10 таких ракет. Получив УР типа РВВ-АЕ и новую БРЛС, обеспечивающую многоцелевой обстрел, "десятка" восстановила утраченные было преимущества в дальнем ракетном бою над американским истребителем F-15С, вооруженным ракетами AIM-120A.

Общее число ракет "воздух-воздух", принимаемых на борт модифициpoвaнным истребителем, возросло до 12 за счет организации двух дополнительных точек подвески под крылом. Помимо УР типа РВВ-АЕ, в состав вооружения Су-27М могли входить до 8 ракет типа Р-27 и Р-27Э с полуактивными радиолокационными и тепловыми головками самонаведения (а в перспективе и АРГС) и до 6 ракет ближнего маневренного воздушного боя Р-73. Типовой вариант вооружения Су-27М при решении задач "воздух-воздух" включал 8 ракет средней дальности Р-27Э пли РВВ-АЕ и 4 ракеты ближнего боя Р-73. а также боекомплект встроенной пушки ГШ-301. Введение двух дополнительных точек подвески под крылом позволило сохранить максимальный боекомплект УР "воздух-воздух" самолета на уровне Су-27 (10 ракет) при установке на законцовках крыла контейнеров с аппаратурой РЭП.

Для решения боевых задач "воздух-поверхность" модифицированным истребитель мог оснащаться шестью самонаводящимися управляемыми ракетами Х-29Т с телевизионными ГСН, противорадиолокационными ракетами Х-31П с пассивными радиолокационными ГСП. противокорабельными ракетами Х-31Л с АРГС и корректируемыми бомбами КАБ-500Кр с телевизионно-корреляционными ГСН, а также неуправляемым оружием (бомбы, НАР и т.п.) общей массой до 8 т. На самолет можно было подвешивать 16 бомб ФАБ-500М54 (по 4 бомбы на многозамковых балочных держателях), З6 бомб ФЛБ-250М54 и 48 бомб ОФАБ-100-120 (в обоих случаях - по 6 бомб на МБД), а также 12 бомб ФАБ-500М62, БетАБ-500Ш или зажигательных баков ЗБ-500Ш, 24 бомбы ФАБ-250М62, 8 контейнеров малых грузов КМГУ с авиабомбами и минами калибра 0.5-2.5 кг. Неуправляемое ракетное вооружение было представлено 120 ракетами С-8 калибра 80 мм (в 6 блоках Б-8М по 20 ракет в каждом), 30 ракетами С-13 калибра 122 мм (в 6 блоках Б-13Л по 5 ракет в каждом) и 6 ракетами С-25 калибра 266 мм, запускаемыми из одноразовых пусковых устройств ПУ-О-25. Расширение номенклатуры управляемых средств поражения наземных целей могло быть обеспечено при комплектации истребителя контейнерной оптико-электронной системой обзора и целеуказания. Изменение состава бортового радиоэлектронного оборудования п. в первую очередь, применение новой радиолокационной станции и РЛС заднего обзора потребовало существенно изменить конструкцию носовой части фюзеляжа и центральной хвостовой балки. Были скорректированы обводы отсека фюзеляжа перед кабиной летчика, при этом носовой радиопрозрачный конус увеличенного диаметра стал выполняться не отклоняемым вверх, как на Су-27, а съемным, а в носовом отсеке оборудования были предусмотрены дополнительные люки для доступа к блокам РЛС и ОЛС. В левой части носового отсека разместилась выдвижная штанга системы дозаправки топливом в полете, а визир ОЛС был смещен вправо от осп самолета. Штанга основного приемника воздушного давления была перенесена с радиопрозрачного конуса на боковую поверхность головной части фюзеляжа в зоне кабины летчика. Для размещения РЛС заднего обзора была увеличена длина и изменены обводы центральной хвостовой балки фюзеляжа, при этом контейнер тормозного парашюта был перенесен несколько вперед, к задней стенке топливного бака ╧2, и выполнен поднимающимся.

Применение нового оборудования повлекло за собой увеличение массы пустого самолета более чем на 1500 кг. При выполнении полетов с максимальной боевой нагрузкой или па максимальную дальность с полной заправкой внутренних баков и подвеской двух ПТБ взлетная масса истребителя могла достигать 34000 кг (у первых серийных Су-27 максимальная взлетная масса составляла 28000 кг.), в связи с чем было проведено усиление шасси и конструкции самолета в целом. На передней опоре шасси со стойкой полурычажного типа вместо одного колеса размерами 680x260 мм была установлена спарка не тормозных колес размерами 620x180 мм.

В 1987 г. в опытном производстве МЗ им ПО.Сухого приступили к сборке первого экземпляра модифицированного истребителя - Т-10М-1. Для его изготовления был использован один из серийных Су-27 производства КнААПО (╧16-40 выпуска 1986 г.). Работы возглавлял Генеральный конструктор М.П.Симонов, руководителем темы Су-27М вначале являлся главный конструктор (и руководитель темы Су-27) Л.И.Кнышен, а затем - Николай Федорович Никитин, в дальнейшем - главный конструктор (в 1996 г., после перехода Н.Ф.Никитина на работу в АВПК "Сухой", главным конструктором и руководителем темы Су-27М и его модификаций был назначен Владимир Сергеевич Конохов). Первый полет на Т-10М-1, получившем бортовой ╧701, выполнил 28 июня 1988 г. ведущий летчик-испытатель ОКБ Олег Григорьевич Цой. Спустя полгода, 18 января 1989 г., к испытаниям присоединилась вторая опытная машина (Т-10М-2), также переоборудованная из серийного Су-27, а на заводе в Комсомольске-на-Амуре началась подготовка к выпуску установочной партии модифицированных истребителей.

В ходе освоения производства самолета на КнААПО в его конструкцию был внесен ряд изменении, направленных, в первую очередь, на увеличение дальности полета. Для этого машину оснастили новыми консолями крыла с увеличенными по размаху баками-отсеками (функцию внешней стенки бака стала выполнять не 9-я, а 13-я нервюра отъемной части крыла) и новыми килями увеличенной площади, высоты и толщины, внутри которых также были организованы интегральные топливные баки-отсеки. В результате внутренний запас топлива возрос на 850 кг и достиг 10250 кг (более 500 кг дополнительного топлива удалось разместить в крыле и почти 300 кг - в килях).

Первый вылет на головном серийном истребителе, получившем бортовой ╧703 и шифр ОКБ Т-10М-3, состоялся 1 апреля 1992 г. В сентябре того же года эта машина, получившая новое название Су-35 и оснащенная контейнером системы тепловизионного обзора и лазерного целеуказания TIALD британской фирмы "Ферранти", была впервые показана на международной авиационной выставке в Фарнборо (Великобритания). Год спустя, в августе 1993 г., Су-35 с ╧703 демонстрировал пилотаж на первом международном авиакосмическом салоне МАКС-93 в подмосковном Жуковском. "Гвоздем программы" стало выполнение на Су-35 маневра "хук" ("крюк") - динамического выхода на сверхбольшие углы атаки на вираже. Возможностью осуществления этой фигуры высшего пилотажа, имеющей, как и "кобра", большую тактическую ценность, Су-35 был обязан, в частности, переднему горизонтальному оперению, значительно расширившему маневренные возможности истребителя.

Помимо Т-10М-1 и Т-10М-2, на базе серийного Су-27 был подготовлен еще один опытный самолет по программе Су-27М - Т-10М-6 (бортовой ╧706). Как и первые два прототипа, 706-й имел штатное для серийных Су-27 вертикальное оперение и шасси с одноколесной передней опорой. Эти машины предназначались для испытаний модифицированной системы дистанционного управления и другого оборудования будущих Су-35. В 1992 г. на самолетах этого типа начались испытания новой РЛС Н011 со щелевой антенной. В феврале 1992 г. Т-10М-6 был представлен главам оборонных ведомств стран СНГ на выставке авиационной техники на аэродроме Мачулищи в Белоруссии. Во второй половине 90-х гг., после завершения всей возложенной на него программы испытаний, первый опытный экземпляр самолета с бортовым ╧701 был передан в экспозицию Музея ВВС в Монино.

К 1995 г. на КнААПО и в опытном производстве "ОКБ Сухого" было изготовлено, в общей сложности, 12 экземпляров самолета Су-35, получивших бортовые номера с 701 по 712. Эталоном для серийных самолетов послужил Т-10М-8 (╧708), за которым в 1993-1994 гг. последовали Т-10М-9 (╧709) и Т-10М-10(╧710). Экземпляры Т-10М-11 (╧711) и Т-10М-12 (╧712), построенные и 1994-1995 гг., решено было использовать для испытаний модернизированной радиолокационной системы управления и нового оборудования кабины летчика, выполненного на основе многофункциональных цветных жидкокристаллических дисплеев.

К середине 90-х гг. специалисты НИИП им. В.В.Тихомирова, где разрабатывалась РЛСУ-27 для Су-27М, пришли к выводу, что применение РЛС со щелевой антенной уже не отвечает требованиям ближайшей перспективы. В связи с этим, с учетом большого опыта коллектива по созданию радиолокационных станций с фазированными антенными решетками, было принято решение спроектировать вариант РЛС Н011 с ФАР. Такой радиолокатор получил название H011M. Работы в этом направлении возглавил главный конструктор НИИП Т.О.Бекирбаен. Применение в модернизированной РЛСУ-27 фазированной антенной решетки в сочетании с повышением производительности сигнального процессора и вычислительных средств должно было обеспечить:
увеличение дальности действия РЛС;
увеличение зон одновременного сопровождения и атаки многих целей;
увеличение количества одновременно сопровождаемых и атакуемых целей;
повышение боевой эффективности самолета за счет временного совмещения режимов и боевых задач "воздух-воздух" и "воздух-поверхность";
применение перспективного вооружения классов "воздух-воздух" и "воздух-поверхность".

В соответствии с полученным "ОКБ Сухого" и КнААПО разрешением российского правительства на экспорт истребителей типа Су-35, один из серийных экземпляров - Т-10М-11 (╧711), выпущенный в конце 1994 г., - был подготовлен для участия в тендере на перспективный истребитель, объявленном ВВС Объединенных Арабских Эмиратов. С учетом пожеланий потенциального заказчика, на самолете предстояло произвести замену системы индикации на аппаратуру французского производства и выполнить ряд других доработок бортового оборудования. Однако, в связи с тем, что военная авиация ОАЭ традиционно комплектовалась французскими истребителями, и в этот раз предпочтение было отдано продукции фирмы "Дассо Авиасьон", предложившей Эмиратам самолеты "Мираж" 2000-9.

Основные отличия от серийного самолета Су-27:

на наплыве крыла установлено дополнительное переднее горизонтальное оперение;

применена цифровая система дистанционного управления в продольном, поперечном и путевом каналах;

в соответствии с применением новой системы управления вооружением изменены обводы носового радиопрозрачного конуса и центральной хвостовой балки;

максимальная взлетная масса увеличена до 34000 кг, соответственно усилено шасси, передняя опора шасси выполнена двухколесной;

запас топлива увеличен до 10250 кг за счет применения крыла с интегральными баками-отсеками большей емкости и вертикального оперения с внутренними интегральными баками-отсеками; площадь и высота килей увеличены;

установлена система дозаправки топливом в полете с выпускаемой штангой в предкабинном отсеке слева (как на Су-27K) и обеспечено применение двух подкрыльевых подвесных топливных баков емкостью по 2000 л;

применен новый комплекс БРЭО, включающий многорежимный радиолокационный прицельный комплекс с РЛС переднего обзора, РЛС заднего обзора, оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс, бортовой комплекс обороны, новый комплекс связи и другое оборудование;

изменено приборное оборудование кабины летчика, на приборной доске установлено три многофункциональных телевизионных индикатора, кресло летчика установлено с углом наклоном спинки 30 град.;

в состав управляемого вооружения класса "воздух-воздух" дополнительно включены ракеты средней дальности типа РВВ-АЕ с активными радиолокационными головками самонаведения; максимальное число ракет, подвешиваемых на самолет, увеличено до 12 за счет введения двух дополнительных точек подвески вооружения под крылом; обеспечивается применение до 8 ракет Р-27РЭ (ТЭ, Р, Т), до 10 ракет РВВ-АЕ, до 6 ракет Р-73; типовой вариант вооружения самолета при решении задач "воздух-воздух" состоит из 8 ракет Р-27Э (или РВВ-АЕ) и 4 ракет Р-73;

в номенклатуру вооружения включены управляемые средства поражения наземных целей: 6 ракет общего назначения Х-29Т, Х-29Л, С-25ЛД или корректируемых бомб КАБ-500Кр, 2 ракеты средней дальности Х-59М, 6 противокорабельных ракет Х-31А и 6 противорадиолокационных ракет Х-31П; для применения ракет Х-29Л, С-25ЛД и Х-59М самолет должен оснащаться контейнером системы управления оружием;

для поражения наземных целей самолет может оснащаться неуправляемым вооружением общей массой до 8000 кг: 16 бомбами калибра 500 кг, 36 бомбами калибра 250 кг, 48 бомбами калибра 100 кг, 8 контейнерами КМГУ, 120 ракетами С-8 (в 6 блоках Б-8М1), 30 ракетами С-13 (в 6 блоках Б-13Л) или 6 ракетами С-25.

Техническое описание:

Самолет построен по нормальной аэродинамической схеме с дополнительным передним горизонтальным оперением и имеет так называемую интегральную компоновку. Среднерасположенное трапециевидное крыло небольшого удлинения, оснащенное развитыми наплывами, плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единый несущий корпус. Два двухконтурных турбореактивных двигателя с форсажными камерами типа АЛ-31Ф размещены в отдельных мотогондолах, установленных под несущим корпусом самолета на расстоянии друг от друга, позволяющем избежать их аэродинамического взаимовлияния и подвешивать между ними по схеме "тандем" две управляемые ракеты. Сверхзвуковые регулируемые воздухозаборники расположены под центропланом.

Обтекатели шасси плавно переходят в хвостовые балки, служащие платформами для установки цельноповоротных консолей горизонтального оперения с прямой осью вращения, двухкилевого разнесенного по внешним бортам хвостовых балок вертикального оперения и подбалочных гребней.

Консоли дополнительного цельноповоротного переднего горизонтального оперения, установленные на наплывах крылах, служат для повышения несущих свойств планера и улучшения характеристик самолета на больших углах атаки.

Самолет спроектирован по концепции "электронной устойчивости" и не имеет традиционной механической проводки управления - вместо нее используется электродистанционная система управления (СДУ). Шасси самолета трехопорное, убирающееся, с одним колесом на каждой основной опоре и двухколесной управляемой передней опорой.

В головной части фюзеляжа цельнометаллической полумонококовой конструкции, начинающейся радиопрозрачным осесимметричным обтекателем антенны бортовой радиолокационной станции, находится носовой отсек оборудования, в котором размещены блоки радиолокационного прицельного комплекса (РЛПК) и оптико-электронной прицельной системы (ОЭПС), кабина летчика, подкабинные и закабинный отсеки оборудования, ниша уборки передней опоры шасси с одной створкой.

Кабина летчика герметизирована и имеет двухсекционный фонарь, состоящий из неподвижного козырька и открывающейся вверх-назад сбрасываемой части (створки) с большой площадью остекления, что обеспечивает хороший обзор во все стороны. Рабочее место летчика оборудовано катапультируемым креслом К-36ДМ 2-й серии, установленным с углом наклона спинки 30 град. Перед фонарем кабины со смещением вправо от оси самолета установлен визир оптико-локационной станции, а по бортам фюзеляжа в задней части кабины - аварийные (дублирующие) ПВД. В предкабинном отсеке слева размещена выпускаемая штанга системы дозаправки топливом в полете.

В подкабинных отсеках (центральном и двух боковых) размещены блоки радиоэлектронного оборудования. Головную часть фюзеляжа завершает закабинный отсек, в котором на типовых амортизированных стеллажах и этажерках размещен основной объем радиоэлектронного оборудования, а также патронный ящик с боекомплектом пушки.

В закабинном отсеке головной части фюзеляжа расположена ниша передней опоры шасси, убираемой вперед; амортизационная стойка с колесом и другими элементами конструкции передней опоры укладываются в убранном положении между стеллажами радиоэлектронного оборудования.

Для защиты радиоэлектронного оборудования закабинного отсека при выпущенной передней опоре шасси от набегающего воздушного потока при взлете и посадке установлены защитные кожухи; в процессе обслуживания радиоэлектронного оборудования эти кожухи снимаются, и объем, занимаемый нишей передней опоры шасси, превращается в эксплуатационный отсек, позволяющий производить осмотр, проверку и замену стеллажей-этажерок и отдельных блоков оборудования.

К стенкам закабинного отсека примыкают правый и левый наплывы крыла (були). В правом наплыве расположена встроенная скорострельная пушка калибра 30 мм с системой подачи боезапаса, выброса гильз и сбора звеньев; патронный ящик с боезапасом установлен поперек закабинного отсека и занимает часть наплыва и закабинного отсека у замыкающего головную часть фюзеляжа шпангоута позади передней опоры шасси. В правом наплыве выполнены специальные щели и жалюзи для охлаждения пушки, а для защиты обшивки от раскаленных газов при стрельбе в районе среза ствола установлен экран из жаропрочной стали. В левом наплыве крыла располагаются агрегаты самолетных систем и блоки радиоэлектронного оборудования. На наплывах крыла установлены консоли цельноповоротного переднего горизонтального оперения.

Головная часть фюзеляжа по конструкции представляет собой цельнометаллический полумонокок с поверхностью интегральной формы, с технологическим стыком по замыкающему шпангоуту. Силовая схема головной части фюзеляжа образована поперечным набором (шпангоутами) и работающей обшивкой, подкрепленной продольным набором - стрингерами и лонжеронами.

Средняя часть фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:

передний топливный бак-отсек, расположенный по оси симметрии самолета между головной частью фюзеляжа и центропланом; конструкция топливного бака состоит из верхней и нижней панелей, торцевых и боковых стенок и шпангоутов; на нижней поверхности бака-отсека установлены узлы стыковки с воздухозаборниками и узлы крепления пилона для подвески оружия, на верхней поверхности - узлы установки тормозного щитка и гидроцилиндра управления его выпуском и уборкой;

центроплан (основной несущий агрегат самолета), выполненный в виде топливного бака-отсека с тремя поперечными стенками и рядом нервюр; на торцевых нервюрах имеются гребенки для стыка с консолями крыла; на нижней поверхности центроплана расположены узлы крепления основных опор шасси, мотогондол двигателей, пилонов подвески оружия; верхняя и нижняя поверхности центроплана выполнены в виде панелей (верхняя панель - клепаная из алюминиевых сплавов, нижняя - сварная из листов и набора профилей из титанового сплава);

гаргрот, представляющий собой силовой агрегат, предназначенный для размещения коммуникаций и установки оборудования; гаргрот расположен над передним баком-отсеком и центропланом и в сечении разделен на три части - центральную и две боковые; часть гаргрота над передним топливным баком-отсеком занята тормозным щитком и гидроцилиндром его уборки-выпуска; для защиты коммуникаций, проходящих в гаргроте под тормозным щитком, от набегающего потока воздуха при выпущенном тормозном щитке под ним установлены защитные кожухи;

передний отсек центроплана (правый и левый), расположенный по внешним сторонам переднего топливного бака-отсека и состоящий из носков центроплана и ниш колес основных опор шасси.

На верхней поверхности СЧФ установлен отклоняемый с помощью гидропривода безмоментный тормозной щиток большой (2.6 м2) площади. Угол отклонения щитка (вверх) 54 град. Выпуск тормозного щитка применяется для уменьшения скорости в процессе захода на посадку и при боевом маневрировании на приборных скоростях до 1000 км/ч.

Хвостовая части фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:
две силовые гондолы двигателей, компоновочно разделенные на две части (средние части мотогондол и мотоотсеки);
хвостовые балки, прилегающие к внешним бортам мотогондол и являющиеся продолжением обтекателей основных опор шасси, служащие платформой для установки оперения самолета;
центральную балку фюзеляжа, включающую в себя центральный отсек оборудования, задний топливный бак-отсек, законцовку центральной балки с контейнером тормозных парашютов и боковые ласты.

В средних частях гондол двигателей, расположенных под центропланом, находятся воздушные каналы двигателей; на силовом шпангоуте каждой средней части установлен замок выпущенного положения основных опор шасси, на нижней поверхности находятся узлы крепления пилона подвески оружия; в верхних внешних углах расположены агрегаты и коммуникации самолетных систем.

К силовому шпангоуту, замыкающему мотоотсек, пристыковывается съемный кок. Двигатель, установленный в мотоотсеке, снимается с самолета при помощи специальной тележки движением назад-вниз; для обеспечения замены двигателя хвостовой кок выполнен съемным, а последние два силовых шпангоута мотоотсека, в том числе замыкающий, - разомкнутыми. При демонтаже двигателей выносные коробки агрегатов остаются на самолете, что сокращает время замены двигателей. Эксплуатационные люки для обеспечения доступа к выносным коробкам самолетных агрегатов и основным агрегатам двигателей расположены в верхней части мотоотсеков.

Мотогондолы имеют полумонококовую схему с работающей обшивкой, подкрепленной поперечным набором (шпангоутами) и продольным набором (стрингерами).

Задняя часть хвостовых балок (левой и правой) выполнена силовой, на ее верхней поверхности оборудованы узлы крепления вертикального оперения и установлены бустеры стабилизатора, на нижней поверхности - узлы крепления подбалочных гребней, а на торцах - узлы подвески и привода горизонтального оперения. В левой и правой балках перед их силовой частью размещены отсеки самолетного оборудования. В центральном отсеке центральной хвостовой балки расположены агрегаты самолетного оборудования и систем силовой установки.

Центральная балка имеет две торцевые и три промежуточные силовые стенки, соединяющие между собой силовые шпангоуты разнесенных гондол двигателей; на нижней поверхности центральной балки установлены узлы крепления пилона подвески вооружения. В хвостовой части центральной балки расположен отсек радиолокационной станции заднего обзора, снабженный радиопрозрачным обтекателем. В кормовом ласте размещены устройства выброса пассивных помех.

Регулируемые воздухозаборники двигателей прямоугольного сечения размещены под наплывом крыла и оснащены выпускаемой сеткой, предотвращающей попадание в двигатели посторонних предметов на взлетно-посадочных режимах. Расположение поверхности торможения воздухозаборника - горизонтальное, клин торможения отодвинут от поверхности несущего корпуса, а между крылом и клином образованы щели для слива пограничного слоя.

Механизация воздухозаборников - подвижные панели регулируемого клина и жалюзи подпитки на нижней поверхности. Регулируемый трехступенчатый клин воздухозаборника состоит из связанных между собой передней и задней подвижных панелей. Передняя панель представляет собой вторую и третью ступени клина торможения воздухозаборника, задняя подвижная панель образует собой подвижную верхнюю стенку загорлового диффузора воздушного канала. Защитная сетка в убранном положении находится на нижней поверхности канала воздухозаборника. Выпуск сетки осуществляется против потока, ось вращения расположена за горлом в диффузорной части канала.

Жалюзи подпитки расположены с внешней стороны нижней поверхности воздухозаборника в зоне размещения защитной сетки. Жалюзи выполнены "плавающими", т.е. открывающимися и закрывающимися под действием перепада давления. Они могут открываться как при убранной сетке, так и при выпущенной. Оптимальное торможение сверхзвукового потока в диффузоре воздухозаборника обеспечивается установкой его регулируемых элементов в расчетное положение автоматической системой регулирования воздухозаборника типа АРВ-40А. На боковой поверхности воздухозаборников установлены антенны станции предупреждения об облучении.

Крыло самолета свободнонесущее. Отъемные части (консоли) крыла имеют угол стреловидности по передней кромке 42 град. Удлинение крыла 3.5, сужение - 3.4. Механизация представлена отклоняемыми флаперонами площадью 4.9 м2, выполняющими функции закрылков и элеронов, и двухсекционными поворотными носками площадью 4.6 м2. Углы отклонения флаперонов +35...-20 град., носков - 30 град. Выпуск флаперонов и отклонение носков производится на взлетно-посадочных режимах, а также при маневрировании с приборными скоростями до 860 км/ч.

Конструктивно каждая консоль крыла состоит из силового кессона, носовой и хвостовой частей, механизации и законцовки. Силовой кессон состоит из трех стенок, верхней и нижней панелей и нервюр. Часть кессона выполнена герметичной и образует топливный бак-отсек. Верхняя и нижняя панели кессона сборные. Носовая часть консоли расположена между передним лонжероном и кессоном и предназначена для размещения коммуникаций и агрегатов управления поворотным носком. Хвостовая часть между кессоном и задней стенкой служит для размещения коммуникаций и агрегатов управления флапероном.

На усиленных нервюрах каждой консоли имеются узлы установки трех пилонов для подвески вооружения. На торцах законцовки крыла установлена гребенка для крепления еще одного пускового устройства для управляемых ракет класса "воздух-воздух" ближнего боя. Вместо последнего на торцы крыла могут устанавливаться контейнеры с аппаратурой РЭП. Двухсекционный поворотный носок навешен на консоль на петлевых опорах при помощи шомполов. Конструктивно носок состоит из обшивки и силового набора, состоящего из лонжерона и диафрагм. Односекционный поворотный флаперон навешивается на консоль на кронштейнах хвостовой части крыла и управляется гидроцилиндрами.

Бортовое радиоэлектронное оборудование самолета Су-35 включает:
систему управления вооружением
пилотажно-навигационный комплекс
комплекс средств связи
аппаратуру бортового комплекса обороны
системы контроля и регистрации

Система управления вооружением (СУВ) обеспечивает применение управляемых ракет "воздух-воздух" в дальнем ракетном и ближнем воздушном бою, захват и сопровождение цели из обзорных режимов РЛС и ОЛС в дальнем ракетном бою, захват и сопровождение визуально видимой цели в ближнем бою, определение госпринадлежности обнаруженной цели, а также применение управляемых и неуправляемых средств поражения класса "воздух-поверхность". Система управления вооружением включает в себя радиолокационный прицельный комплекс (РЛПК) и оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс (ОЭПрНК).

В состав РЛПК входит импульсно-доплеровская радиолокационная станция, обеспечивающая обнаружение и сопровождение воздушных целей в свободном пространстве и на фоне земли в передней и задней полусферах, а также картографирование местности и обнаружение наземных целей. Радиолокатор может одновременно сопровождать на проходе большое количество воздушных целей и обеспечивать перехват нескольких из них, представляющих наибольшую угрозу. РЛС имеет щелевую антенну (в дальнейшем предполагается использование модификации РЛС с фазированной антенной решеткой). Для обеспечения кругового обзора воздушного пространства и применения управляемых ракет в заднюю полусферу в состав БРЭО самолета дополнительно включена небольшая РЛС заднего обзора, установленная в центральной хвостовой балке фюзеляжа. Определение государственной принадлежности обнаруженных целей осуществляется с помощью запросчика госопознавания, входящего в состав РЛПК. Работой радиолокационного прицельного комплекса управляет бортовой цифровой вычислительный комплекс.

В состав ОЭПрНК входят пилотажно-навигационный комплекс (рассмотрен отдельно), оптико-локационная станция (ОЛС), нашлемная система целеуказания (НСЦ), система управления оружием (СУО), система отображения информации (СОИ) и бортовая цифровая вычислительная система. Прицельная часть ОЭПрНК выполняет те же функции, что и РЛПК, но только в простых метеоусловиях и отличается большей точностью и лучшей помехозащищенностью. Оптико-локационная станция представляет собой комбинацию теплопеленгатора и лазерного дальномера. Теплопеленгатор обеспечивает обнаружение цели по тепловому излучению и ее угловое сопровождение, лазерный дальномер - измерение дальности до цели. Датчик ОЛС размещается в сферическом обтекателе перед фонарем кабины летчика.

Нашлемная система целеуказания позволяет производить целеуказание головкам самонаведения ракет и сканирующему устройству ОЛС путем поворота головы летчика в сторону той части пространства, где ожидается нахождение цели. Система управления оружием осуществляет в автоматическом режиме процессы пуска авиационных средств поражения с заданными интервалами и в заданной последовательности после нажатия летчиком боевой кнопки. Для применения некоторых видов управляемого вооружения класса "воздух-поверхность" самолет дополнительно комплектуется сменными контейнерами СУО. Система отображения информации обеспечивает индикацию необходимой пилотажно-навигационной и прицельной информации на индикаторе на лобовом стекле и многофункциональных индикаторах на электронно-лучевых трубках (или жидкокристаллических дисплеях). Работой ОЭПрНК управляет бортовая цифровая вычислительная система.

Наведение самолета на цель с наземного или воздушного командного пункта осуществляется посредством радиолинии бортовой аппаратуры приборного наведения.

Пилотажно-навигационный комплекс (ПНК) предназначен для решения задач навигации и пилотирования самолета на всех этапах полета в простых и сложных метеоусловиях, в любое время года и суток, над сушей и над морем в любых географических условиях и состоит из двух подсистем: пилотажной и навигационной. Пилотажное оборудование включает информационный комплекс высотно-скоростных параметров, систему воздушных сигналов, радиовысотомер, систему автоматического управления самолетом (САУ) и систему предотвращения критических режимов.

В состав навигационного оборудования входят инерциальная навигационная система (ИНС), доплеровский измеритель скорости и сноса (ДИСС), автоматический радиокомпас (АРК), радиотехническая система дальней (спутниковой) навигации (РСДН), радиотехническая система ближней навигации (РСБН), аппаратура определения взаимных координат, маркерный радиоприемник (МРП) и другое оборудование.

ИНС выдает в ПНК параметры крена, тангажа, курса и дальности и способна работать как автономном режиме, так и в режиме радиокоррекции. ДИСС служит для определения путевой скорости и угла сноса самолета. АРК предназначен для самолетовождения по специальным приводным радиостанциям (радиомаякам) за счет измерения курсового угла радиостанции (угла в горизонтальной плоскости между продольной осью самолета и направлением на пеленгуемую радиостанцию). РСДН используется для обеспечения дальней навигации по маршруту в рамках глобальной системы спутниковой навигации. РСБН обеспечивает выполнение полета по заданному маршруту и возврат на запрограммированый аэродром, оборудованный радиотехническими средствами посадки, в ручном, автоматическом и директорном режимах пилотирования, выполнение предпосадочного маневра с выходом в зону действия радиомаяков, заход на посадку до высоты 50 м в автоматическом режиме и повторный заход на посадку.

Бортовая аппаратура РСБН получает сигналы от наземных радиотехнических средств навигации. Прием сигналов осуществляется с помощью бортовой антенно-фидерной системы "Поток", антенны которой размещены в носовой и хвостовой частях самолетах. МРП предназначен для сигнализации летчику момента пролета над маркерными радиомаяками - дальним и ближним приводами аэродрома посадки.

В состав оборудования самолета входят также самолетный ответчик и ответчик системы государственного опознавания. Самолетный ответчик предназначен для совместной работы с наземными РЛС управления воздушным движением и наведения. Он излучает сигналы индивидуального опознавания самолета, а также передает некоторые параметры его полета (например, высоту), обеспечивая хорошую "видимость" истребителя наземными средствами навигации и тем самым увеличивая дальность и надежность его сопровождения в процессе боевых действий и при наличии помех. Ответчик системы государственного опознавания предназначен для выдачи ответа о собственной государственной принадлежности самолета на запросы, посылаемые самолетными, наземными и корабельными системами госопознавания.

На экспортных модификациях самолетов состав навигационного оборудования может изменяться в соответствии с требованиями заказчика.

Комплекс средств связи предназначен для ведения устойчивой двусторонней радиотелефонной связи, а также засекреченной радиотелефонной и телекодовой связи экипажа с командно-диспетчерским пунктом и между самолетами в воздухе. На самолете установлены две УКВ-радиостанции, КВ-радиостанция, аппаратура кодированной радиотелефонной и телекодовой связи, аппаратура внутренней связи (самолетное переговорное устройство) и аппаратура записи переговоров.

Аппаратура бортового комплекса обороны предназначена для регистрации облучения самолета радиолокационными станциями противника и предупреждения об этом экипажа, обнаружения пуска ракет, постановки пассивных и активных помех в радиолокационном и инфракрасном диапазонах. На самолете установлены станция радиотехнической разведки, теплопеленгатор, устройство выброса пассивных помех - ложных тепловых целей и дипольных отражателей, станция активных радиолокационных помех. Управляет бортовым комплексом обороны бортовой цифровой вычислитель.

Вооружение самолета подразделяется на стрелково-пушечное, управляемое ракетное класса "воздух-воздух", управляемое ракетное класса "воздух-поверхность", неуправляемое ракетное и бомбардировочное. Стрелково-пушечное вооружение представлено встроенной автоматической скорострельной одноствольной пушкой калибра 30 мм типа ГШ-301, установленной в наплыве правой половины крыла, с боекомплектом 150 патронов. Ракетное и бомбардировочное вооружение размещается на авиационных пусковых устройствах (АПУ), авиационных катапультных устройствах (АКУ) и балочных держателях (БД), подвешиваемых на 12 точках: 6 - под консолями крыла, 2 - под законцовками крыла, 2 - под гондолами двигателей и 2 - под центропланом между мотогондолами (по схеме "тандем").

На самолете может быть подвешено до 8 управляемых ракет "воздух-воздух" средней дальности типа Р-27 с полуактивными радиолокационными (Р-27Р, Р-27ЭР) или тепловыми (Р-27Т, Р-27ЭТ) головками самонаведения, до 10 ракет средней дальности РВВ-АЕ с активными радиолокационными головками самонаведения и до 6 ракет ближнего маневренного боя Р-73 с тепловыми головками самонаведения. Типовой вариант вооружения самолета при решении задач "воздух-воздух" состоит из 8 ракет Р-27Э (или РВВ-АЕ) и 4 ракет Р-73.

В состав управляемого вооружения класса "воздух-поверхность" входят 6 ракет общего назначения Х-29Т с телевизионными головками самонаведения, 6 ракет Х-29Л или С-25ЛД с полуактивными лазерными головками самонаведения, 6 корректируемых бомб КАБ-500Кр с телевизионно-корреляционными головками самонаведения, 2 ракеты средней дальности Х-59М с телевизионно-командной системой наведения, 6 противокорабельных ракет Х-31А с активными радиолокационными головками самонаведения и 6 противорадиолокационных ракет Х-31П с пассивными радиолокационными головками самонаведения; для применения ракет Х-29Л, С-25ЛД и Х-59М самолет должен оснащаться контейнером системы управления оружием.

Максимальная масса неуправляемого вооружения класса "воздух-поверхность" составляет 8000 кг. В его состав могут входить 16 бомб ФАБ-500М54 или 14 бомб ФАБ-500М62 или 14 зажигательных баков ЗБ-500 или 34 бомбы ФАБ-250М54 (на однозамковых и многозамковых балочных держателях), 48 бомб ОФАБ-100-120 (на многозамковых балочных держателях), 8 контейнеров КМГУ, 120 неуправляемых ракет С-8 (в 6-ти блоках Б-8М1), 30 ракет С-13 (в 6-ти блоках УБ-13), 6 ракет С-25 (в пусковых устройствах О-25).

ЛТХ:
   
Модификация   Су-35
Размер крыла, м   14.70
Длина самолета, м   22.18
Высота самолета, м   6.35
Площадь крыла, м2   62.00
Масса  
  пустого самолета   18400
  нормальная взлетная   25700
  максимальная взлетная   34000
Тип двигателя   2 ТРДДФ АЛ-31ФМ.
Максимальная тяга, кгс   2 х 12800
Максимальная скорость, км/ч:  
  у земли   1400
  на большой высоте   2440
Практический потолок, м   18000
Практическая дальность, км:  
  без ПТБ   4000
  с дозаправкой в полете   6500
Макс. эксплуатационная перегрузка   10,0
Экипаж, чел   1
Вооружение:
  30-мм пушка ГШ-301 (150 патронов).
Боевая нагрузка - 8000 кг на 12 узлах подвески:
Возможна подвеска 8 УРВВ - Р-27РЭ, Р-27ТЭ, Р-77), а также малой дальности и ближнего боя (Р-73, Р-73М, Р-60М)
и 6 УРВП С-25ЛД, Х-29Л и Т, Х-59М, Х-31А и П,  а так же бомб - КАБ-500Кр, ФАБ-500, -250, ОФАБ-100 и  НАР С-8, С-13, С-25

3

Су-34 Истребитель-бомбардировщик. По классификации НАТО "Гадкий утенок"

К началу 80-х годов основу истребительно-бомбардировочной и фронтовой бомбардировочной авиации отечественных ВВС составляли боевые реактивные самолеты третьего поколения Су-17, МиГ-27 и Су-24 различных модификаций. Оснащенные достаточно совершенными для своего времени средствами обнаружения целей и прицеливания, эффективными образцами управляемого и корректируемого вооружения класса "воздух-поверхность", эти машины вполне отвечали требованиям 70-х годов к авиационным боевым комплексам такого класса. Спустя несколько лет, однако, ситуация потребовала создание более совершенной и конкурентноспособной конструкции. К решению этой задачи в начале 80-х годов приступил коллектив конструкторского бюро Машиностроительного завода им. П.О.Сухого (ныне - АООТ "ОКБ Сухого"), незадолго до этого передавший в серийное производство сверхзвуковой одноместный истребитель-перехватчик Су-27.

http://s51.radikal.ru/i131/0905/8a/9d0a7c741b13.jpg

http://s52.radikal.ru/i137/0905/15/85534ce9587c.jpg

http://img6.immage.de/0204fasu347.jpg

http://s58.radikal.ru/i160/0907/d5/19f92708e2ab.jpg

http://s53.radikal.ru/i139/0907/c8/f27c39b0b7a7.jpg

http://s48.radikal.ru/i122/0907/eb/afe2dd674e78.jpg

http://s57.radikal.ru/i155/0907/61/8253c8aabeff.jpg

http://s39.radikal.ru/i086/0907/61/f572aaaa36c9.jpg

http://img6.immage.de/0204bc1esu348.jpg

http://img4.immage.de/0204cec8921su349.jpg

http://img5.immage.de/02045e5su3410.jpg

http://img5.immage.de/020412b3su3415.jpg

Работы по созданию двухместного истребителя-бомбардировщика, первоначально получившего обозначение Су-27ИБ (заводской шифр самолета - Т-10Б), возглавил Генеральный конструктор М.П.Симонов, главным конструктором машины был назначен Р.Г.Мартиросов. В начале разработки истребитель-бомбардировщик рассматривался как модификация серийного самолета Су-27 (точнее его двухместного учебно-боевого варианта Су-27УБ), которая должна была сохранить практически без изменения конструктивно-компоновочную и аэродинамическую схемы, большинство технических решений и боевые возможности прототипа в режиме "воздух-воздух". Для повышения эффективности боевого применения и безопасности полетов было принято решение о размещении экипажа истребителя-бомбардировщика - летчика и штурмана-оператора - рядом (как на фронтовом бомбардировщике Су-24), вместо прежней схемы "тандем". Это позволило избавиться от дублирования некоторых приборов и органов управления, облегчить взаимодействие членов экипажа и обеспечить им приемлемые эргономические и санитарные нормы, возможность для отдыха и питания в ходе многочасового полета. Для обеспечения заданной дальности полета была спроектирована система дозаправки топливом в воздухе. (Аналогичная система с выпускаемой штангой-топливоприемником применяется и на других модификациях Су-27 - самолетах Су-27К, Су-27М и Су-30.) Все эти мероприятия повлекли за собой перекомпоновку всего самолета, и особенно головной части фюзеляжа.

Проектирование было в основном закончено к 1990 году. Тогда же была произведена доработка одного из серийных учебно-боевых самолетов Су-27УБ в опытный экземпляр истребителя-бомбардировщика Т-10Б-1. Эта машина, получившая бортовой номер 42, представляет собой серийную "спарку", у которой штатная головная часть фюзеляжа заменена на новую с двухместной кабиной с расположением мест экипажа рядом и входом через нишу передней опоры шасси, новыми наплывами крыла, с ПГО и другими изменениями согласно проекту истребителя-бомбардировщика. В остальном Т-10Б-1 практически полностью повторял учебно-боевой истребитель. Первый вылет опытной машины Т-10Б-1 состоялся 13 апреля 1990 года на аэродроме ЛИИ им. М.М.Громова. Самолет пилотировал заслуженный летчик-испытатель А.А.Иванов. В ходе последующих полетов производились всесторонние испытания с целью выявления особенностей самолета с новой головной частью фюзеляжа, отработка дозаправки топливом в воздухе и другие исследования.

Подготовка к серийному производству нового истребителя-бомбардировщика была развернута на НАПО им. В.П.Чкалова. Это предприятие имело давние тесные связи с ОКБ П.О.Сухого: известное ранее как завод №153 и Новосибирский авиационный завод (НАЗ), оно с конца 50-х годов осуществляло серийный выпуск самолетов этого конструкторского коллектива - истребителей-перехватчиков Су-9, Су-11 и Су-15, а с 1972 года до последнего времени - фронтового бомбардировщика Су-24 и его модификаций. Работы по освоению серийного выпуска Су-34 велись под непосредственным руководством главного конструктора Новосибирского филиала АООТ "ОКБ Сухого" О.П.Соболева и директора НАЗ А.П.Бобрышева. Постройка первого самолета серийным заводом (по сути, он являлся вторым опытным образцом истребителя-бомбардировщика Су-27ИБ и получил поэтому шифр Т-10Б-2 и бортовой номер 43) была завершена в конце осени 1993 года, и 18 декабря летчики-испытатели И.В.Вотинцев и Е.Г.Ревунов подняли его в первый полет. Новую машину сопровождал в первом вылете бомбардировщик Су-24, управляемый экипажем в составе летчиков-испытателей Е.Н.Рудакаса и А.И.Гайворонского. Событие освещалось по телевидению, а 6 января 1994 года в газете "Известия" появилась первая статья, рассказывающая о новом самолете, представленном как "фронтовой бомбардировщик Су-34".

Весной 1995 года было принято решение показать Су-34 на традиционном международном авиасалоне в Ле Бурже (Франция). Для демонстрации был выбран серийный самолет, получивший после окраски в апреле 1995 года бортовой номер 45. В начале мая самолет перелетел на аэродром ЛИИ в Жуковском, где была проведена подготовка к зарубежной презентации. В Париже Су-34 выставлялся под названием Su-32FN, то есть Fighter Navy - морской истребитель. Это было уже третье "имя" фактически одного и того же самолета, не считая внутризаводских обозначений ОКБ и серийного завода (военный заказчик по-прежнему предпочитает первоначальное название Су-27ИБ, фирма-разработчик представляет самолет в средствах массовой информации как Су-34, за рубежом - как Су-32, а сама использует для него шифр Т-10Б или просто "10Б"), что привело к немалой путанице у специалистов и любителей авиации.

Су-34 в общих чертах сохранил особенности аэродинамической компоновки и взаимного расположения основных агрегатов конструкции, свойственные семейству самолетов Су-27. Практически не изменились форма в плане и обводы крыла и оперения, в остальном, однако, конструкция его совершенно другая. Су-34 имеет новую головную часть фюзеляжа, усиленное крыло, вертикальное оперение, как на Су-27, но без подбалочных гребней, переднее горизонтальное оперение (аналогичное применяемому на самолетах Су-27К и Су-35), новое шасси. В отличие от серийного истребителя Су-27 самолет Су-34 оснащается нерегулируемыми воздухозаборниками, несколько ограничившими его летно-технические характеристики (главным образом, максимальное число М полета), но позволившими упростить и облегчить конструкцию и обеспечить уборку двухколесных тележек основных опор шасси. Основные опоры шасси убираются вперед по полету в ниши центроплана с разворотом тележек, передняя убирается назад в отсек под кабиной экипажа.

В головной части фюзеляжа, начинающейся радиопрозрачным обтекателем бортовой РЛС, имеющим эллиптическую форму и острые боковые кромки, оборудована кабина экипажа и ниша уборки передней опоры шасси. В носовой части обтекателя РЛС имеется штанга основного ПВД с антеннами радионавигационного оборудования (на опытных экземплярах на ней установлены также дополнительные датчики углов атаки и сноса). Бронированная двухместная кабина экипажа обеспечивает размещение летчика и штурмана-оператора рядом. Вход в нее осуществляется не традиционно через верхний фонарь (он в процессе эксплуатации открывается только для обслуживания и демонтажа катапультных кресел), а через нишу передней опоры шасси с помощью встроенного трапа. Достаточно просторная кабина позволяет летчику или штурману встать в полный рост, выполнить физические упражнения для восстановления работоспособности. Кабина оборудована термосом, прибором подогрева пищи, аптечкой, ассенизационным устройством. Для надежной защиты экипажа от попадания пуль и снарядов кабина выполнена в виде единой бронекапсулы (впервые такая конструкция была применена на самолете-штурмовике Су-25). Головную часть фюзеляжа завершает закабинный отсек, в котором на стеллажах и этажерках размещен основной объем радиоэлектронного оборудования (доступ к нему осуществляется через нишу передней опоры шасси), а также патронный ящик с боекомплектом пушки. Под фюзеляжем по оси симметрии между мотогондолами по схеме тандем установлено два узла подвески вооружения. Хвостовая часть фюзеляжа состоит из двух мотоотсеков двигателей, хвостовых балок и центральной балки. Центральная балка, завершающаяся выступающим назад радиопрозрачным обтекателем большого диаметра, включает в себя задний топливный бак, отсек контейнера тормозных парашютов и отсек радиоэлектронного оборудования.

На каждой консоли крыла имеются узлы установки четырех пилонов (в том числе одного на торце крыла) для подвески вооружения. Вместо крайних пилонов на торцы крыла могут устанавливаться контейнеры с аппаратурой РЭП. В центроплане имеются ниши для уборки основных опор шасси и узлы их крепления. В наплывах крыла размещено радиоэлектронное оборудование, а в правом наплыве находится установка 30-мм одноствольной скорострельной автоматической пушки. В нем выполнены специальные щели и жалюзи для охлаждения пушки, а для защиты обшивки от раскаленных газов при стрельбе в районе среза ствола установлен экран из жаропрочной стали.

Топливная система самолета состоит их четырех баков увеличенного объема (трех - в фюзеляже и центроплане и одного - в консолях крыла), насосов подкачки и перекачки топлива и топливомерно-расходомерной аппаратуры. Возможна установка сбрасываемых подвесных топливных баков. На самолете имеется система дозаправки топливом в полете с выпускаемой штангой-топливоприемником в головной части фюзеляжа перед кабиной и двумя фарами ночной заправки. Дозаправка может осуществляться от самолетов-заправщиков Ил-78 и Су-24, оборудованных УПАЗ.

Средства аварийного покидания самолета и снаряжение экипажа. На самолете установлены унифицированные катапультные кресла К-36ДМ, обеспечивающие аварийное покидание терпящей бедствие машины во всем диапазоне высот и скоростей полета, включая режимы движения самолета по аэродрому. Катапультирование осуществляется вверх через проемы двух сбрасываемых створок фонаря. В распоряжении каждого члена экипажа имеется НАЗ с автоматическим радиомаяком, спасательным надувным плотом, продуктовым запасом, лагерным снаряжением, средствами сигнализации и медикаментами. Снаряжение экипажа состоит из высотно-компенсирующих костюмов или высотных морских спасательных комплектов, защитных шлемов и комплекта кислородного оборудования.

Основное назначение Су-34 - мощные и точные ракетно-бомбовые удары по наземным целям противника в оперативно-тактической глубине. В то же время совершенное радиоэлектронное оборудование и управляемое ракетное оружие класса "воздух-воздух" в сочетании с унаследованными от предшественника - истребителя-перехватчика Су-27 - высокими летными и маневренными характеристиками позволяют весьма эффективно использовать Су-34 и в воздушном бою. Поэтому его можно по праву относить к самолетам многоцелевого назначения. С этой точки зрения, пожалуй, единственным зарубежным аналогом Су-34 является американский тактический истребитель F-15E, поступивший в 1988 году на вооружение ВВС США.

Согласно газете "Сегодня" от 12 января 1995 года, всего до 1998 года предполагалось построить 12-13 подобных машин, на которых должен быть произведен полный объем летно-конструкторских и государственных испытаний, после чего самолет будет запущен в крупносерийное производство и начнет поступать в войска. Автор статьи считает, что к 2005 году Су-34 заменит в бомбардировочных авиаполках фронтовой авиации ВВС России самолеты 3-го поколения Су-24, и как и предшественник, Су-34 станет базовым самолетом для разработки в дальнейшем ряда специальных вариантов - фронтовых авиационных комплексов воздушной разведки и радиоэлектронного противодействия - и составит, наряду с самолетами 4-го поколения МиГ-29, Су-27 и их модификациями, основу отечественных военно-воздушных сил в начале следующего тысячелетия.

Тактико-технические характеристики

Год принятия на вооружение - 1993
Размах крыла - 14,7 м
Длина самолета - 22 м
Высота самолета - 5,93 м
Взлетная масса, кг
- нормальная - 39000
- максимальная - 44360
Тип двигателя - 2 ТРДФ АЛ-35 (АЛ-31Ф)
Тяга нефорсированная - 2 х 14000 кгс
Максимальная скорость, км/ч
- на высоте 11000 м - 1900
- на уровне моря - 1400
Практическая дальность - 4500 км
Боевой радиус действия - 600-1130 км
Практический потолок - 17000 м
Максимальная эксплуатационная перегрузка - 7
Экипаж - 2 чел

Вооружение

Встроенная пушка ГШ-301 калибра 30 мм; на 12 точках подвески: управляемое ракетное вооружение класса "воздух-воздух" (до 6 ракет типа Р-27, Р-73 различных модификаций или до 8 ракет РВВ-АЕ); управляемое и корректируемое вооружение класса "воздух-поверхность" (до 3 ракет Х-59М или бомб КАБ-1500, до 6 ракет Х-25М и Х-29 различных модификаций, С-25Л, Х-31П (А) или бомб типа КАБ-500); неуправляемое вооружение (авиабомбы калибра от 100 до 500 кг, контейнерные системы (типа КМГУ), неуправляемые авиационные ракеты С-8 в 20-ствольных блоках Б-8М, С-13 в 5-ствольных блоках УБ-13 и С-25 в одноразовых пусковых устройствах О-25). Максимальная масса боевой нагрузки самолета - 8000 кг.

Отредактировано ezup (2010-12-30 19:14:31)

4

ezup, вот это темка! Молодец! Пешы исчо!

5

МиГ-35/МиГ-35Д

Одноместный МиГ-35 и двухместный МиГ-35Д – это многоцелевые истребители поколения «4++», представляющие собой дальнейшее развитие боевых самолетов МиГ-29К/КУБ и МиГ-29М/М2 в направлении повышения боевой эффективности и универсальности, а также улучшения эксплуатационных характеристик.

http://www.migavia.ru/im/photo/MiG-35_1_main.jpg

http://www.migavia.ru/im/photo/MiG-35_3_main.jpg

http://www.migavia.ru/im/photo/MiG-35_8_main.jpg

Основные отличия МиГ-35/МиГ-35Д:
– интеграция в состав бортового радиоэлектронного оборудования информационно-прицельных систем пятого поколения;
– возможность применения перспективных авиационных средств поражения российского и иностранного производства;
– повышенная боевая выживаемость, достигаемая за счет внедрения бортового комплекса обороны.

Новейшее бортовое оборудование в сочетании с перспективным вооружением позволяют истребителям МиГ-35/МиГ-35Д решать широкий круг задач, среди которых:
– завоевания господства в воздухе в противоборстве с истребителями четвертого и пятого поколений;
– перехват существующих и разрабатываемых средств воздушного нападения;
– нанесение ударов высокоточным оружием по наземным и надводным целям без входа в зону ПВО днем и ночью в любых погодных условиях;
– ведение воздушной разведки с использованием оптико-электронных и радиотехнических средств;
– участие в групповых действиях и выполнение функций воздушного пункта управления авиационными группировками.

Конструкция МиГ-35/МиГ-35Д базируется на достижениях, реализованных на истребителях МиГ-29К/КУБ и МиГ-29М/М2. Среди них:
– увеличенная боевая нагрузка, размещаемая на девяти точках внешней подвески;
– повышенный запас топлива, дозаправка в воздухе и возможность использования в качестве танкера;
– технологии антикоррозийной защиты планера и основных систем, соответствующие стандартам, разработанным для корабельных истребителей, что существенно облегчает эксплуатацию самолета в условиях тропиков;
– существенно сниженная заметность в радиолокационном диапазоне;
– трехканальная цифровая комплексная система дистанционного управления с четырехкратным резервированием.

При разработке МиГ-35 повышенное внимание уделено улучшению эксплуатационных характеристик:
– существенно повышена надежность самолета, двигателя и авионики;
– увеличен срок службы и ресурс;
– возрос межремонтный ресурс двигателей;
– стоимость летного часа МиГ-35 почти в 2,5 раза ниже, чем у МиГ-29;
– МиГ-35 рассчитан на эксплуатацию по техническому состоянию.

Для МиГ-35/МиГ-35Д разработан комплекс технических и технологических решений, обеспечивающих автономность базирования, таких, как бортовая кислорододобывающая станция.

Силовая установка включает ТРДДФ РД-33МК, имеющие увеличенную тягу, оборудованные бездымной камерой сгорания и новой электронной системой управления с полной ответственностью (типа FADEC). Двигатели имеют модульную конструкцию и отличаются повышенной надежностью и ресурсом.

По желанию заказчика истребители могут оснащаться модификацией двигателя РД-33МК со всеракурсным отклоняемым вектором тяги (ОВТ), что обеспечивает самолету решающее преимущество в маневренном воздушном бою. Силовая установка из двух двигателей с ОВТ отработана на опытном сверхманевренном самолете МиГ-29М ОВТ.

Бортовое радиоэлектронное оборудование МиГ-35/МиГ-35Д разработано на основе технологий нового поколения.

Многофункциональная РЛС с активной фазированной антенной решеткой обеспечивает преимущество над соперниками за счет следующих факторов:
– расширенный диапазон рабочих частот;
– увеличенное количество обнаруживаемых, сопровождаемых и атакуемых целей;
– возможность одновременной работы по воздушным и наземным целям;
– увеличенная дальность обнаружения;
– повышенная разрешающая способность в режиме картографирования земной поверхности;
– высокая помехозащищенность и живучесть.

Оптико-локационная станция с инфракрасной, телевизионной и лазерной прицельной аппаратурой создана с использованием космических технологий, ранее не применявшихся в авиации. Станция отличается увеличенной дальностью действия и обеспечивает обнаружение, сопровождение, распознавание и захват воздушных и наземных/надводных целей в передней и задней полусфере днем и ночью с измерением расстояния до них с помощью лазерного дальномера, а также выработку команд целеуказания и лазерной подсветки наземных целей. Оптико-локационная станция и новая нашлемная система целеуказания и прицеливания интегрированы в систему управления вооружением. Помимо встроенной, МиГ-35 оснащается контейнерной оптико-локационной станцией.

МиГ-35/МиГ-35Д оснащен комплексом обороны, включающий, в частности:
– средства радиоэлектронной разведки и радиопротиводействия;
– оптико-электронные системы обнаружения атакующих ракет и лазерного облучения;
– автоматы выброса ложных целей для противодействия противнику в радиолокационном и инфракрасном диапазонах.

В дополнение к используемым на МиГ-29К/КУБ и МиГ-29М/М2 средствам поражения класса «воздух–воздух» и «воздух–поверхность» в состав вооружения МиГ-35/МиГ-35Д вводятся перспективные авиационные вооружения, которые ранее не предлагались на экспорт. В их числе – средства поражения большой дальности, позволяющие атаковать цели без входа в зоны ПВО.

Открытая архитектура БРЭО позволяет по требованию заказчика устанавливать на самолете новое оборудование и вооружение российского и иностранного производства.

Одноместный и двухместный варианты имеют идентичное оборудование и вооружение, а так же высокую степень унификации конструкции.

Для МиГ-35/МиГ-35Д разрабатывается комплекс технических средств обучения, включающий интерактивную автоматизированную обучающую систему и ряд тренажеров, в том числе комплексный тренажер с системой подвижности.

Базовый вариант истребителя МиГ-35/МиГ-35Д спроектирован с учетом организации международной кооперации при разработке новых вариантов самолета и серийном производстве.

http://rusplane.ru/images/mig35/mig-35.jpg

Назначение: многоцелевой высокоманевренный всепогодный истребитель
Первый полёт: 2007
Производитель: РСК «МиГ»
Характеристики
Экипаж: 1 или 2 чел
Макс. скорость у земли: 1400 км/ч
Макс. скорость на высоте: 2400 км/ч
Боевой радиус: 900 км
Дальность полёта: 1800 км
Практический потолок: 17 500 м
Размеры
Длина: 17,32 м
Высота: 4,73 м
Размах крыла: 12 м
Площадь крыла: 38 м²
Шасси: трехопорное, убирающееся
Масса
Пустой: 11 000 кг
Макс. взлётная: 23 500 кг
Силовая установка
Двигатели: РД-33МК
Тяга (мощность): 2 х 5300 кгс
Тяга форсажная: 2 х 8800 кгс
Вооружение
Стрелково-пушечное вооружение: ГШ-30-1
Боезапас: 100 снарядов
Кол-во точек подвески: 9
УР класса воздух - воздух средней дальности Р-27

и РВВ-АЕ, ракет малой дальности Р-73, противокорабельных Х-31А и Х-35, противорадиолокационных Х-31П, ракет класса воздух - поверхность Х-25МЛ, Х-29Т, Х-29Л, НУР, КАБ с лазерным и телевизионным наведением, свободнопадающих бомб и авиационных мин.

6

ezup, спасибо, дорогой! Чем рассчитываться буду?
Твою просьбу я так и не смог выполнить  :sceptic:

7

Стратегический военно-транспортный самолет Ан-70

http://s61.radikal.ru/i174/0905/0e/8d1544b86d46.jpg

http://s40.radikal.ru/i089/0905/a4/67ce68b46c17.jpg

Первый полет самолета Ан-70 состоялся 16 декабря 1994 года, 24 апреля 1997 года поднялся в воздух второй экземпляр этого самолета, который проходил летные испытания. Конструктивно самолет представляет собой четырехдвигательный высокоплан с крылом небольшой стреловидности и колесным убирающимся в полете шасси. Герметизированный грузовой отсек занимает почти весь фюзеляж: самолета. Он почти на 30 проц. просторнее, чем у транспортного Ил-76, что позволяет, например, размещать перевозимые колесные машины в два ряда. Использование внутреннего пространства отсека повышается благодаря тому, что на откидывающемся люке-рампе может быть размещен груз массой до 5000 кг.

Внутреннее десантно-транспортное оборудование обеспечивает оперативность и автономность погрузки и выгрузки грузов и их воздушное десантирование. Комплекс погрузочного оборудования включает четыре электротельфера суммарной грузоподъемностью 12 тонн, две бортовые электролебедки с тяговым усилием по 1,5 т. По желанию заказчика самолет может быть укомплектован легкосъемной второй палубой или рольганговым оборудованием для автоматизации операций с контейнерами. В носовой части фюзеляжа находится оборудованная цветными многофункциональными индикаторами трехместная кабина экипажа и двухпалубный отсек для сопровождающих груз на борту.В зависимости от способа применения и взлетной массы Ан-70 его многоколесное шасси обеспечивает возможность эксплуатации как с бетонных взлетных посадочных площадок длиной 1800 м с невысокой прочностью покрытия, так и с грунтовых площадок длиной 600-800 м с низкой прочностью грунта. В режиме короткого взлета и посадки при применении с грунтовых площадок длиной 600-900 м Ан-70 обеспечивает перевозку 20-36 т груза на дальность 1450-3000 км.

Силовая установка самолета состоит из установленных в мотогондолах под крылом четырех двигателей Д-27 с винтовентиляторами СВ-27. Эта силовая установка обеспечивает получение высокой крейсерской скорости при 20-30 проц. экономии топлива по сравнению с современными самолетами с турбореактивными двигателями.

Ан-70 оснащен современным бортовым радиоэлектронным оборудованием, объединенным в цифровой интегральный комплекс. Это оборудование обеспечивает эксплуатацию самолета на всех широтах в любое время суток в простых и сложных метеорологических условиях, полеты над лишенной ориентиров местностью, взлет и посадку на необорудованных грунтовых аэродромах. Эксплуатация на необорудованных аэродромах обеспечивается и благодаря наличию бортовых средств контроля и диагностики. Техническое обслуживание самолета основано на применении стратегии технической эксплуатации по состоянию.

На базе самолета Ан-70 возможно создание самолета дальнего радиолокационного обнаружения и наведения, летающего командного пункта, топливозаправщика, поисково-спасательного самолета и т.д.

Лётно-тактические данные
Экипаж, чел 5
Размах крыла, м 44.06
Длина, м 40.73
Высота, м 16.38
Масса пустого самолёта, кг 73000
Масса нормальная взлётная, кг 111000
Масса максимальная взлётная, кг 130000
Масса топлива нормальная, кг 38000
Максимальная скорость, км/ч 890
Крейсерская скорость , км/ч 800
Практическая дальность, км 7400
Дальность действия, км 1350
Практический потолок, м 12000
Полезная нагрузка, солдат 300

8

Вот оно детище Украинского авиапрома.

Европа никак построить не может такой самолет, а наш давно летает.

http://s58.radikal.ru/i160/0907/1b/0bff688760f9.jpg

Кабина самолета Ан-70

http://s52.radikal.ru/i138/0907/1d/39c87b48a4cd.jpg

Оригинальные винты Ан-70

http://i035.radikal.ru/0907/57/21fd6142d8de.jpg

Грузовая кабинв Ан-70. По объему почти такая же как у Ан-22

http://i045.radikal.ru/0907/36/eeb1b5bbac61.jpg

9

Ан-70: ВЗЛЕТ И ПАДЕНИЕ

Неоконченная история самого известного «постсоветского» самолета, созданного в Украине

http://www.airforce.ru/reportage/an-70/dp_an-70_01_700.jpg

История Ан-70, 15 лет со дня первого полета которого исполнилось 16 декабря этого года, началась давно – еще в 1965-м - за 11 лет года до начала разработки собственно «семидесятки». Тогда Олегом Константиновичем Антоновым был предложен проект Ан-12СН (СН - специального назначения) для перевозки среднего танка Т-54, но он так и остался на бумаге. Примерно тогда же разрабатывался и проект восьмимоторного (!) военно-транспортного самолета укороченного взлета и посадки Ан-40 с 4-мя турбовинтовыми двигателями АИ-30 и 4-мя разгонными турбореактивными двигателями РД-36-35, но и его постигла та же участь. Однако, спустя время к идее вернулись - в 1976-м началось согласование тактико-технического задания на проект, получивший шифр Ан-70. А в 1986-м началась и полномасштабная разработка нового самолета.

Шаги триумфатора

Головной прототип Ан-70 покинул сборочный цех в январе 1994-го. Правда, почти год понадобился киевским самолетостроителям для подготовки машины к первому полету. Только 16 декабря 1994 г. экипаж летчика-испытателя С.В. Максимова (второй пилот В.Г. Лысенко, штурман В.Ф. Непочатых, бортинженер П.Ю. Скотников и ведущий инженер М.Н. Березюк) впервые оторвал Ан-70 от взлетно-посадочной полосы киевского аэродрома Святошино.

Увы, радость создателей Ан-70 была недолгой. 10 февраля 1995 года, выполняя очередной испытательный полет, машина потерпела катастрофу. В результате столкновения с самолетом сопровождения Ан-72 погибли семь членов экипажа.

Внятного объяснения причин произошедшего так и не последовало. Как в те дни сообщала пресса, Ан-70, совершая полет в «штатном» режиме, неожиданно начал не предусмотренное заданием маневрирование. Подойдя справа снизу и сзади к самолету сопровождения, Ан-70 килем ударил по его фюзеляжу в районе аварийного люка. Затем килем и левой половиной стабилизатора разрушил правый закрылок и помял обтекатель шасси Ан-72. От удара у Ан-70 оторвалась левая половина стабилизатора и часть киля. Неуправляемая опытная машина вошла в глубокое скольжение и, перейдя в пикирование почти отвесно упала на землю. Причина гибели машины была понятна – самолетов способных продолжать управляемый полет лишившись кила и половины стабилизатора не было и нет. Но вот что послужило причиной столкновения – ошибка пилотов или подвела автоматизированная система управления самолетом – вопрос по-прежнему открытый…

Казалось, по программе Ан-70 нанесен очень серьезный удар, но разработчики быстро сориентировались и, взяв за основу планер, предназначавшийся для статических (наземные тесты на прочность и ресурс конструкции) испытаний (попутно пожертвовав рядом их важных составляющих – между прочим в результате Ан-70 и до сих пор не прошел всего объема статических испытаний, необходимых для этой машины), построили второй летный образец. Машина, пилотируемая летчиками-испытателями А.В. Галуненко (АНТК им. О.К. Антонова) и А.В. Андроновым (Летно-исследовательский институт ВВС России), поднялась в воздух 24 апреля 1997 года.

Тем временем еще в феврале 1996-го для реализации программы Ан-70 и его продвижения на внешний рынок создали российско-украинский консорциум «Средний транспортный самолет» из девяти фирм. Перспективы казались радужными - в то время, например, вовсю обсуждалось предложение использовать Ан-70, как стандартный самолет для ВВС европейских стран НАТО взамен разрабатывавшегося FLA (Future Large Aircraft/«большой самолет будущего», сейчас эта машина известна как А400М). Большой интерес к «семидесятке» проявило и руководство МО и ВВС России, осмотрев самолет и обсудив его качества с летчиками-испытателями на московском международном аэрокосмическом салоне МАКС-97. Президент России Борис Ельцин также осмотрел Ан-70 и пришел к выводу, что «самолет хороший, его надо немедленно запускать (в производство – Прим. С.Г.) в Самаре, там нужны рабочие места». Конечно, вопрос о поступлении Ан-70 на вооружение ВВС России решается не так просто. Но успешный дебют машины на салоне стал важным шагом на пути формирования к ней определенно положительного отношения. Так, тогдашний заместитель главнокомандующего ВВС России по вооружению Ю.П. Клишин сказал: «Мы сориентированы на этот самолет и ждем конца испытаний», а помощник Президента Российской Федерации по космосу и авиации маршал авиации Евгений Шапошников был и вовсе оптимистично-лаконичен: «Это то, что нам нужно».

Машина уверенно пробивалась «на высший уровень». Так, в совместном Заявлении Бориса Ельцина и Леонида Кучмы от 27 февраля 1998-го было прямо сказано, что «предусматривается принятие самолета Ан-70 на вооружение национальных ВВС России и Украины».

В рамках совместной работы направили в АНТК им. О.К. Антонова свои требования к FLA и европейцы. Первоначальное видение сотрудничества с НАТО было весьма оптимистическим. Считалось, что «имеются лишь некоторые расхождения, связанные с различиями в нормах летной годности и требованиях наших и НАТОвских военных, но с технической точки зрения они не носят принципиального характера. Например, у них несколько другая система технического обслуживания и сопровождения, однако адаптировать под нее наш самолет не представляет проблемы. Основные летно-технические и эксплуатационные характеристики Ан-70 соответствуют … требованиям…».

В мае 1999-го на пресс-конференции в АНТК им. О.К. Антонова было объявлено, что Ан-70 примет участие в 43-м Международном аэрокосмическом салоне в Ле Бурже (Франция). В своем выступлении Генеральный конструктор Петр Васильевич Балабуев (ныне покойный) подчеркнул, что в АНТК постоянно проходят переговоры представителей авиакосмической промышленности и министерств обороны стран Европы, в результате чего, все большее число фирм выражает готовность присоединиться к программе «евросамолета», называемого отныне Ан-7Х. Действительно, 20 мая того же года потенциальные германские участники программы Ан-7Х объявили об объединении в консорциум AIRTRUCK GmbH, который взял на себя полную ответственность за участие фирм ФРГ в этом проекте. Первой задачей AIRTRUCK GmbH является совместная с украинско-российским консорциумом «Средний транспортный самолет» разработка документов, необходимых для принятия решения о приобретении самолета Ан-7Х вооруженными силами ФРГ, которое ожидалось в ближайшем будущем.

Скелет в шкафу

Но тут появились первые «цветочки». Уже в 1999-м в беседе со штурманом российского Государственного Летно-испытательного центра имени Валерия Павловича Чкалова Д.Ф. Коваленко выяснилось, что минимальная скорость десантирования парашютистов с Ан-70 была 230 км/ч. Для НАТО же требуется самолет с меньшей скоростью десантирования (максимальная – 240 км/ч/, нормальная – 200 км/ч). Поэтому заявление представителя АНТК им. О.К. Антонова г-на Теплова на предмет полного соответствия самолета «Единым Европейским штабным требованиям» было, мягко говоря, несколько натянуто – Ан-70 (и только с двигателями Д-27, а на Ан-7Х предполагалось установить другие – европейской разработки – двигатели со значительно худшими характеристиками) укладывается лишь в «верхнюю зону» этих требований из-за более значительных ограничений по прочности «натовских» парашютов.

Тем временем, стали «всплывать на поверхность» и более масштабные факты. Помнится, тогда особенно впечатлил публику недобор по дальности и скорости, проявленный столь широко разрекламированным «чудом авиационной технологии». Вместо клятвенно обещанных фирмой 8800 км и затребованных ВВС не менее 8000 км, «семидесятка» осилила лишь 6580 км. И это в то время, когда представители АНТК им. О.К. Антонова с честными глазами рассказывали «просвещенной Европе», что их замечательный Ан-7Х способен не только «играючи взять» указанный рубеж дальности, но даже сделать это с весьма приличным грузом на борту (фирма обещала, что Ан-7Х будет транспортировать 20 тонн на 7400 км). Кроме того, у самолета возникли проблемы с крейсерской скоростью (вместо заявленных «до 800 км/ч» Ан-70 еле-еле держал около 700 км/ч) и ряд других «несоответствий заданию».

Главная причина выходящих за пределы допустимого отклонений от заданных характеристик была в силовой установке. При этом, не только «не были достигнуты основные технические данные двигателя Д-27 и винтовентилятора (специфическая разновидность воздушного винта – Прим. С.Г.) СВ-27», но и оказалось, что совместное творение Запорожского машиностроительного КБ «Прогресс» и ОАО «Мотор Січ» (этот самый Д-27) имеет отвратительную надежность. Только в ходе первого этапа госиспытаний (завершившегося к концу 2001-го) имело место 168 (!) ее серьезных неисправностей, из которых 30 относились к случаям так называемого «помпажа» (когда, «неправильно наглотавшись воздуха и неудачно смешав его с топливом», двигатель, образно выражаясь, «клал два пальца в рот и громко кашлял» - весьма опасное явление даже на многомоторном самолете). А еще в 22-х случаях (по разу на каждые 47 летных часов) хотя бы один из 4-х турбовинтовентиляторных двигателей (ТВВД) Д-27 испытываемого самолета просто-напросто… самовыключался (!) в полете.

Свою репутацию силовая установка Ан-70 проявила и, так сказать, «вне испытательной программы». В январе 2001 г. при взлете с Омского аэродрома один из движков сломался, а другой автоматика не придумала ничего умнее, как… выключить. Самолет же совершил «грубую вынужденную посадку», переломившись пополам (потом второй экземпляр «семидесятки» еще несколько месяцев восстанавливали на заводе «Полет»; что же касается первого, то он – по, как уже говорилось, толком неизвестным причинам, рухнул на землю еще в 1995-м, похоронив под своими обломками экипаж из семи человек).

Тем не менее, бытовало мнение, что «даже, если доработанный Ан-70 вновь не покажет расчетных данных, россияне с чистой совестью «выпишут ему положительную характеристику». Мотив здесь предельно прост. Эксплуатировать самолет украинским ВВС - так зачем «мешать чужой головной боли»? Кроме того, ряд российских предприятий поставлял для Ан-70 комплектующие, агрегаты и даже изготовлял отдельные части самолета (все это, разумеется, не просто «занебесплатно», а за украинские деньги).

Так, казалось, все и пойдет – «тихо, мирно, чинно и благородно». 22 декабря 2005 г. Авиарегистр Межгосударственного авиационного комитета, даже выдал гражданской версии Ан-70 (теперь она называется Ан-70-100) первый из пакета необходимых сертификатов – Сертификат типа по шуму на местности.

И вот тут то грянул гром. Поскольку проект Ан-70 стал «косвенным допингом» для украинских гражданских самолетостроительных программ, в Москве решили срочно прикрыть лавочку. Как сообщило 5 апреля 2006 г. агентство ИТАР-ТАСС, Россия официально отказывается от участия в программе создания транспортного самолета Ан-70. По словам тогдашнего главнокомандующего ВВС России генерала армии Владимира Михайлова, причины такого решения следующие:
1) «Согласно заявлению вице-премьера, министра обороны РФ Сергея Иванова, транспортный самолет Ан-70 вышел в разряд тяжелых самолетов», но «самолет подобного класса в РФ уже есть» (недавно модернизированный Ил-76МФ – Прим. С.Г.). Поэтому «Мы создаем свой средний самолет совместно с Индией, есть наработки и у фирмы «Туполева» (российско-индийский проект Ил-214Т/MTA (Military Transport Aircraft) и Ту-330ВТ – Прим. С.Г.), поэтому продолжать программу Ан-70 мы не будем».
2) Российские военные недовольны качеством ТВВД (тех самых Д-27) для Ан-70. Более того «Существует мнение специалистов, что довести двигатель Д-27 до ума просто невозможно» (хотя запорожцы и выпустили после омской аварии 3 шт. «доработанных» Д-27).
3) «Просто даже несерьезно говорить об этом самолете… если учесть намерение Украины вступить в НАТО» (Как видим, эта причина уже политическая).
Итог: «Ан-70 достаточно дорогая и ненужная для нас (России – Прим С.Г.) вещь». Посему: «Сейчас стороны проговаривают такую возможность разрешения ситуации: Россия заявляет о выходе из программы, Украина возвращает нам затраченные средства, после чего выходит с этим самолетом на рынок самостоятельно». Что же касается ВВС России, то они принимать Ан-70 на вооружение не планируют.

Самое интересное, что в российско-украинской сваре по поводу Ан-70 в сущности, не было ничего нового – даже «на официальном уровне» она к тому времени длилась уже почти три года. Еще весной 2003-го группа руководителей авиазаводов и специалистов НИИ ВВС России обратилась в МО РФ с предложением прекратить разработку «семидесятки» по причине ее несоответствия тактико-техническому заданию. А в российской военной печати мысли о ненужности программы Ан-70 в условиях, когда у местных вооруженных сил есть неизмеримо более актуальные задачи по части перевооружения, появились еще в 1990-е годы…

Другое дело, что среди высокопоставленных российских военных первым публично заговорил (опять же – еще в начале 2003-го) о недостатках Ан-70 именно генерал Михайлов. Чем и заслужил себе «глубокую и искреннюю любовь» украинских «авиапромышленных боссов». Как бывших (вроде известного своей «экспансивностью» покойного генерального конструктора АНТК Петра Балабуева) так и ныне благополучно пребывающих в «генеральных» креслах. Конечно, немногочисленные действительно независимые эксперты и отдельные, «особо нахальные» журналисты говорили (и даже писали) о больших проблемах, возникших у «семидесятки» еще до начала летных испытаний и раньше. Но на общественное мнение (особенно «неправильное») у нас не очень обращают внимание. А тут – официальное лицо, да еще «целый генерал»!

Но правда ли, что Ан-70 никакой не средний, а самый что ни на есть тяжелый самолет, нахально «влезший в сферу деятельности» своего куда более пригодного для решения оперативно-стратегических задач «старшего брата» – Ил-76? Увы, все это от начала и до конца правда. Во всем мире самолеты всех типов, у которых стандартная (не перегрузочная) максимальная взлетная масса доходит до 100 т или превышает ее, считаются тяжелыми. Этот пункт даже закреплен в международном праве – так, например, отличают охваченные договорами о сокращении ядерных вооружений тяжелые стратегические бомбардировщики от всех остальных. По данным же самой фирмы «Антонов» максимальный взлетный вес Ан-70 составляет 132 тонны. Так какие вопросы? По классификации НАТО, Ан-70 - тяжелый стратегический транспортник, а по нашей (советской и «постсоветской»), более разветвленной системе – тоже тяжелый военно-транспортный самолет, но оперативно-стратегического назначения. То есть в точности как Ил-76…

http://www.airforce.ru/reportage/an-70/dp_an-70_02_700.jpg

«Магический делатель денег»

Однако с единственной разницей - Ил-76 в парке что Воздушных Сил Украины, что ВВС России в буквальном смысле завались (столько, что даже где хранить их все, толком не знают) – только ремонтируй да модернизируй. А вот Ан-70 стоит денег. И немаленьких. В 2004-м считалось, что завершение испытаний единственного уцелевшего опытного образца и строительство еще двух головных самолетов обойдется украинскому государству в 1,007 млрд. грн. (не считая уже потраченных средств). С тех пор денег на машине «спилили» изрядно. Вот обратная хронология расходов:
2007 г. – 100 млн. грн.
2006 г. – 109,4 млн. грн. (вместе с Ан-148; из них на Ан-70 – примерно 84 млн. грн.);
2005 г. – 116,7 млн. грн. (тот же «дуэт»; из них на «семидесятку» - не менее 106,7 млн. грн.);
2004 г. – 243 млн. грн. (исключительно на Ан-70).
Итого было ассигновано около 535 млн. грн. Каков же результат? К настоящему времени на «Авианте» в стапелях стоят два недостроенных фюзеляжа (на крылья денег уже не хватило) «семидесяток». При этом, например, за расходование ассигнований 2007-го года завод так и не отчитался (собственно, это и послужило главной причиной приостановки дальнейшего финансирования). Не лучше дело обстоит и с испытаниями. В 2004-м было определено, что на их завершение необходимо 128 млн. грн. Теперь же разработчик (АНТК им. О.К. Антонова) называет новую цифру - 130-150 млн., но уже долларов США. Правда, это с учетом необходимости модернизации самолета – за 18 лет проектирования и 15 лет летных испытаний бортовое оборудование Ан-70 просто устарело – но от этого не легче. Каждая же из последующих 18-ти машин основной серии будет стоить по несколько десятков миллионов долларов (точную цену ни корпорация «Антонов», ни завод «Авиант», недавно включенный в состав АНТК им. О.К. Антонова, называть упорно не хотят).

Правда известно, что раньше обещали машину для ВВС Украины по 37-38 млн. долларов за штуку, а с оборудованием, доведенных до западных стандартов – на 10 млн. долларов дороже. Но то было раньше - из расчета на заказ минимум 60-ти самолетов. Теперь же, когда количество машин в основной партии упало до 18-ти, по самым скромным подсчетам получается: что военным еще 9 экземпляров Ан-70 «влетят» где-то в 560 млн. долларов (то есть по 62 млн. долларов за самолет). А «Украинской авиационной транспортной компании» (УАТК) ее Ан-70-100 вообще обойдутся примерно по 74 млн. за экземпляр.
И при этом в Украине еще жалуются, что не хватает денег не только создать национальный учебно-боевой самолет или достойную замену Ан-2, но даже и на авиационный керосин для Воздушных Сил! Естественно, этих самых денег никогда и не будет хватать, пока десятки и сотни миллионов долларов «закатываются в алюминий» в цехах авиазаводов. Выпускающих изделия, которые частью сопоставимы с уже существующими машинами, а частью – даже уступают им.

Но вернемся к вопросу о «пилении бабла». О деньгах, которые получал под эту программу «Авиант» уже говорилось. А теперь вспомните знаменитый ЗАЛКО (Запорожский алюминиевый комбинат). Так вот, если верить президенту ассоциации «Укравиапром» г-ну Шмарову, в этот комбинат были вложены «большие средства» на реконструкцию алюминиевого производства (также как, кстати, и титанового) «под Ан-70». И где теперь этот ЗАЛКО, кому принадлежит, за сколько продан? Вопрос риторический…

Ну а мы идем дальше «в глубь веков». В 1994-м ракетный Южный машиностроительный завод (тот самый «Южмаш») выразил желание… серийно производить Ан-70 (??!!). И тут же получил от КМУ «подарок авансом» – 805-й авиаремонтный завод. Несколько ранее неплохо поживилось и само АНТК им. О.К. Антонова - под государственную Программу развития авиационной промышленности фирме с уникальной формулировкой «в бессрочное пользование» были фактически подарены 7 самолетов (из них три Ан-124 «Руслан»)…

Этот плоский, плоский штопор…

Впрочем, «главный виновник» проблем с Ан-70 «назначен» давно – не желающая вкладывать деньги в «черную дыру» проекта Россия. Генеральный конструктор АНТК им. О.К. Антонова Дмитрий Кива высказывался по этому поводу следующим образом: «Прежде всего, хочу уточнить, что речь может идти не о выходе России из этой программы, а о выходе российского Минобороны из числа заказчиков самолета. Программа Ан-70 начата давно, в нее вложены огромные средства, и ее никто не бросит. У нас есть закон Украины «Об Общегосударственной программе создания военно-транспортного самолета Ан-70 и его закупке по государственным оборонным заказам», рассчитанной на период с 2004 по 2022 годы, и мы не можем его нарушать. Ан-70 будет доведен, как того требует закон. Более того, мы считаем, что отсутствие российского заказчика не повлечет серьезных негативных последствий для завершения программы, потому что Россия последние 4 года и без того фактически не участвовала в ней. В частности, финансирование со стороны российского МО было мизерным – примерно по миллиону долларов в год, и выплачивалось только российским предприятиям. Да и вообще реальный вклад России в проект очень мал. Основные средства, более 70% всех затрат, были вложены в Ан-70 еще в советское время. В соответствии с соглашениями по разделу имущества СССР, теперь они считаются украинскими. В период своей независимости Россия внесла лишь 2,65% стоимости программы. Для сравнения: Украина – в 2 раза больше, а «Антонов» собственных средств внес больше почти в 6 раз!
Далее. Хочу напомнить, что заявления заявлениями, а есть процедура выхода из программы, оговоренная тем же межправительственным соглашением, в соответствии с которым создается Ан-70. Выходящая сторона должна официально за полгода предупредить о своем намерении, затем выплатить свои долги и неустойки. А на сегодня долг МО РФ перед АНТК им. О.К. Антонова составляет 48,2 млн. долларов. Кроме того, никакой интеллектуальной собственности на самолет выходящая сторона не получает. Хотя каких-либо документов, говорящих о наличии интеллектуальной собственности по этой машине в настоящее время, у России нет. А у Украины есть – мы разработчики и самолета, и двигателя. Если же россияне захотят ее иметь, как можно понять из заявлений отдельных должностных лиц, они должны ее купить за отдельные деньги».

Впрочем, это было сказано в 2006-м. Тогда вообще вокруг Ан-70 было сказано много смешного из жанра «Ай Моська, знать она сильна, что лает на Слона!». Больше всех развеселил тогдашний министр экономики Украины Арсений Яценюк. «Украине давно пора подумать, кого найти себе в партнеры в этом чрезвычайно важном проекте - начиная от Airbus и заканчивая Boeing», заявил он. Ну что тут скажешь? Airbus (EADS) Ан-70 просто жуть как нужен - у него есть свой собственный проект А400М. А Boeing сейчас вообще только делать больше нечего, как вот только взять и финансировать проект Ан-70. И нарваться на обвинение, что компания, получающая пусть и косвенные, но миллиардные субсидии от своей страны, двигает на рынке чужой продукт - в ущерб национальному С-130J.

В общем, «борзое повякивание» быстро утихло. Зато оказалось, что без России невозможно ни в полном объеме провести этап «Б» госиспытаний (организовать некоторые из его обязательных элементов в Украине попросту невозможно физически) ни наладить серийное производство машины (причем имеется ввиду именно «домашнее» – в Украине – производство самолета). Соответственно, к августу 2009-го украинская сторона была настроена уже куда более покладисто: от России просили только возврата долгов и дополнительных 17-27 млн. долл. на завершение доводки самолета, обещая взамен равные права на интеллектуальную собственность, связанную с проектом. Проще говоря – потратив 65-75 млн. долларов (стоимость одного Ан-70), Россия должна получить право производить машину в любых количествах и поставлять ее кому угодно.

Однако вряд ли все это помогло бы, если бы в судьбу проекта не вмешался опять «европейский фактор». Программа европейского военно-транспортного самолета А400М переживает серьезные трудности, затягивается и на этом фоне вновь появился шанс (по мнению автора – шанс сугубо кажущийся) «втюхать» Ан-7Х (это, напомню, «европеизированная» версия Ан-70) европейцам. Именно этим и ничем больше было вызвано подписание 18 августа 2009-го соглашения между МО России и Украины под длинным названием «Протокол о внесении изменений в Межправительственное соглашение о дальнейшем сотрудничестве в обеспечении создания совместного серийного производства и поставок в эксплуатацию оперативно-тактического военно-транспортного самолета Ан-70 и транспортного самолета Ан-70Т», возобновляющем участие России в программе. Что получится из «повторного вхождения в одну и ту же реку» – покажет время. Но история «авиационного долгостроя», продолжающегося уже ровно сказочные «тридцать лет и три года», большого оптимизма на сей счет пока не внушает…


Вы здесь » Perú en ruso - форум русских перуанцев » Наши крылья » Боевая авиация стран мира