МиГ-31ДЗ Истребитель - перехватчик. Первый полет: 1986 © Федор Леюхин

Фотография МиГ-31ДЗ © Федор Леюхин


 ЛТХ Самолета      Фотографии      Видео

 

 

Двухместный двухдвигательный истребитель-перехватчик, первый вылет прототипа состоялся в 1986г. Самолет строился серийно с 1987 г. по 1989 г. Всего выпущено 100 модернизированных единиц (МиГ-31ДЗ модернизированная версия МиГ-31). Истребитель-перехватчик отличается от своего предшественника наличием системы дозаправки в воздухе и новой радиотехнической системой дальней навигации (РСДН).
Все строевые МиГ-31ДЗ будут модернизированы до уровня МиГ-31БМ. Истребитель-перехватчик МиГ-31ДЗ состоит на вооружении ВКС РФ, а также ВВС Казахстана.

 

МиГ-31ДЗ © Konstantinos Panitsidis

 

Краткое техническое описание:

Ударный истребитель МиГ-31К выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным, стреловидным крылом (трапециевидной схемы), двухкилевым, стреловидным и цельноповоротным Г.О.

Фюзеляж монококовой конструкции, без технологических разъемов, большого удлинения.

Кабина экипажа двухместная (летчик и штурман) располагаются тандемно и оснащены катапультными креслами К-36ДМ. В носовой части фюзеляжа расположены воздухозаборники маршевых двигателей.

Воздухозаборники - сверхзвуковые, регулируемые прямоугольного поперечного сечения. Центральную часть фюзеляжа занимают топливные баки и по правому борту за нишей шасси - авиационная пушка ГШ-6-23 в аэродинамическом обтекателе.

В хвостовой части расположены двигатели и узлы крепления килей и подфюзеляжных гребней, а также полуоси навески консолей стабилизатора. Тормозной парашют - расположен сверху в хвостовой части в специальных контейнерах, с двумя тормозными парашютами крестообразной формы общей площадью 50 м2.

Крыло трехлонжеронное, кессоного типа, умеренно стреловидное, трапециевидной формы в плане с небольшим корневым наплывом. На верхней плоскости крыла расположены аэродинамические гребни. Стреловидность крыла по передней кромке составляет 41о 2' и наплыва 70o 30'. Удлинение крыла 2,94 и сужение 3,1. Поперечное «V» крыла -5о, угол установки - 0о. Также в крыле размещены топливные баки (по два на каждую плоскость крыла).

Хвостовое оперение:
Вертикальное оперение (ВО) - двухкилевое, трехлонжеронное кессоного типа (кессоны является топливными баками-отсеками) с углом стреловидности киля (ВО) по передней кромке составляет 54о, общей площадью 15,6 м2.

Горизонтальное оперение (ГО) - цельно поворотное, угол стреловидности по передней кромке 50o 22', угол поперечного «V» -1o 4'. Общая площадь ГО составляет 9,83 м2.

В нижней части фюзеляжа установлены два подфюзеляжных гребня, с углом развала 24о.

Шасси: трехопорное с носовым колесом убираемое в полете. Передняя двухколесная опора (колеса типа КТ-176 размером 660 х 200 мм). Основные опоры оснащены двухколесными тележками, колеса установлены один за другим, типа КТ-175 размером 950 х 300 мм.

Силовая установка (СУ) состоит: из двух двухконтурных двухвальных турбореактивных двигателей с форсажной камерой сгорания (ДТРД) Д-30Ф.

 

Силовая установка (СУ) состоит: из двух двухконтурных двухвальных турбореактивных двигателей с форсажной камерой сгорания (ДТРД) Д-30Ф © Konstantinos Panitsidis

Двигатель выполнен по двухвальной схеме и состоит из осевого пятиступенчатого компрессора низкого давления (КНД), десятиступенчатого компрессора высокого давления (КВД), трубчато-кольцевой камеры сгорания, сдвухступенчатой турбины (одноступенчатой ТВД и одноступенчатой ТНД) с форсажной камерой сгорания со смешением потоков и четыре кольцевых стабилизатора пламени, розжиг методом «огневой дорожки».
Сопло СУ многостворчатое охлаждаемое с варьируемой площадью выходного сечения, система управления включает 18 цилиндров.

Топливная система включает семь фюзеляжных бака и по два в каждой плоскости крыла (консоли) и два бака в ВО суммарной вместимостью 15.500 кг. Для увеличения дальности и продолжительности полета самолет оборудован системой дозаправки топливом в полете, а также предусмотрена возможность подвески под крылом двух ПТБ по 2.140 кг каждый.

 

Для увеличения дальности и продолжительности полета самолет оборудован системой дозаправки топливом в полете, а также предусмотрена возможность подвески под крылом двух ПТБ по 2.140 кг каждый © Konstantinos Panitsidis

 

На практике баки практически не использовались, так как если баки не сбрасывать после выработки топлива, ухудшались аэродинамические характеристики самолета, что сказывалось на дальности полета и прирост оказывался всего лишь в 300 км. Система дозаправки в воздухе позволяет заправлять не только внутренние баки, но и подвесные топливные баки (ПТБ).

Система управления самолета по всем каналам-бустерное. Проводки управления — механические,смешанные: жесткие тяги и тросы. Органы управления полностью дублированы.

Система управления вооружением РЛС «Заслон» включает радиолокационную станцию РП-31 и теплопеленгатор 8ТК. Максимальная дальность обнаружения цели 300 км. Максимальная дальность сопровождения в передней и задней полусферы цели 200 / 120 км (бомбардировщик) и 90/70 км (истребитель). Количество одновременно сопровождаемых целей 10. Количество одновременно атакуемых целей 4. Сектор обзора в горизонтальной плоскости составляет 120о, в вертикальной +70о/-60о.

Теплопеленгатор 8ТК сопряжен с РЛС и предназначен для пассивного обзора воздушного пространства и выдачи целеуказания ракетам с тепловыми головками самонаведения (ГСН). Угол обзора инфракрасной системы в горизонтальной плоскости 120о, в вертикальной +60о.-13о.

Радиотехническое оборудование самолета состоит: из навигационной аппаратуры комплекса КН-25, выполненный на базе гиростабилизированной аппаратуры, бортовой ЦВМ «Маневр/Аргон-15», радиосистема ближней навигации «Радикал-МП» а также для дальней навигации «Квиток» с возможностью работать по сигналам радионавигационных систем американских «Омега» и «Лоран».

Вооружение самолета (оборонительное): включает встроенную шестиствольную пушку ГШ-6-23, калибр пушки 23 мм, скорострельность -8000 выстр./мин, боекомплект - 260 снарядов.

 



Тип ракеты Стартовая масса, кг Масса БЧ, кг Дальность пуска, км
Р-33 480 47 120
Р-40Т 469 38 36
Р-60 43,5 3 0,25 - 7
Р-60М 45 3,5 10

 

 Катапультное устройство передней УР Р-33 в выпущенном положении © Konstantinos Panitsidis

Катапультное устройство передней УР Р-33 в выпущенном положении.

 


ОБЩИЙ ВИД САМОЛЕТА

МиГ-31ДЗ © Konstantinos Panitsidis

 


ЛТХ Самолета

РАЗРАБОТЧИК
ОКБ МиГ
СТРАНА
Россия
ТИП
Истребитель-перехватчик
ЭКИПАЖ
2, чел.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
Два ТРДДФ Соловьев Д-30Ф
Тяга, кгс
 
- форсажная
2 х 15.500
- бесфорсажная
2 x 9.000
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
 
Длина самолета +ПВД, м
22,688
Высота самолета, м
6,150
Размах крыла, м
13,464
Площадь крыла, м2
61,60
ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ
 
Максимальная взлетная, кг
48.600
Нормальная взлетная, кг
42.400
Масса пустого снаряженного, кг
22.000
Боевая нагрузка, кг
3.000
ЛТХ
 
Максимальная скорость (Μах=2,83), км/ч
3.000
Максимальная скорость у земли, км/ч
1.500
Практическая дальность с ПТБ, км 3.300
Практическая дальность без ПТБ, км 3.000
Заправка самолета топливом в полете
Да
Практический потолок, м
20.600
Макс. эксплуатационная перегрузка, g
5
ВООРУЖЕНИЕ 1 х 23 мм ГШ-6-23 (260 патронов). Подвесное: Количество внешних узлов подвески 8. До четырех ракет большой дальности Р-33, до двух ракет «воздух-воздух» средней дальности типа Р-40Т и до четырех Р-60, Р-60М ракеты малой дальности.