Конструкция самолета

Самолет МиГ-25РБ – двухдвигательный моноплан с боковыми воздухозаборными каналами, подающими воздух к двум двигателям, верхним расположением трапециевидного в плане крыла и двумя килями.
Фюзеляж сварной конструкции представляет собой единый агрегат, в основном типа монокок, с дополнительными лонжеронами и балками. Основными материалами фюзеляжа являются: высокопрочные нержавеющие стали, а так же алюминиевый сплав и титан. Выбор материала был не случаен, поскольку максимальная температура на поверхности обшивки в полете доходит до +293°С.
Технологически фюзеляж разделяется на следующие отсеки: передний, закабинный, воздухозаборники, отсек топливных баков, хвостовая часть фюзеляжа, хвостовой кок.

Передний отсек фюзеляжа самолета МиГ-25РБ до шпангоута №2

Передний отсек фюзеляжа самолета МиГ-25РБК

Передний отсек фюзеляжа самолета МиГ-25РБС

Передний отсек самолета МиГ-25РБМ

Передний отсек располагается от носка до шпангоута (далее шп.) №2. Он состоит из носового конуса (отсека разведывательного оборудования) и кабины. Носовой конус состоит из неподвижной части (от шп.№1 до диафрагмы №17Б) и подвижной части (от диафрагмы №17Б до носка). Доступ в отсеки обеспечивается откатом подвижной носовой части фюзеляжа по направляющим рельсам. Подвижная часть состоит из металлической части (от диафрагмы №17Б до диафрагмы №11А) и неметаллической радиопрозрачной части (от диафрагмы №11А до носка). Отсек герметичен, теплоизолирован и выполнен в основном из алюминиевых сплавов.

Кабины различных вариантов МиГ-25РБ

Герметичная кабина закрыта фонарем. Фонарь состоит из передней неподвижной части (козырька) и откидной части. Остекление фонаря - термостойкое органическое стекло. Толщина переднего стекла 20 мм, боковых стекол 12 мм. Фонарь открывается вручную вбок вправо. Под откидной частью фонаря устанавливается шторка затемнения, которая предназначена для защиты летчика от солнца, кроме того, летчик пользуется шторкой при выполнении тренировочных полетов по приборам.

В целях улучшения условий работы в кабине во время ночного полета на самолете
над доской приборов и на откидной части фонаря устанавливаются противобликовые шторки

Для защиты летчика от солнца и для выполнения слепого полета по приборам
под откидной частью фонаря устанавливается шторка затемнения

Закабинный отсек между шп. № 2 и 3 и является связующим звеном между передним отсеком и отсеком топливных баков. В верхней части отсека и по бокам размещено оборудование самолета, а в нижней части посредине находится ниша передней ноги шасси. Отсек герметичен и теплоизолирован специальными матами. Крышки люков окантованы резиновыми профилями и крепятся на герметичных легкоразъемных замках. Между диафрагмами №29 и шп.№4 имеются патрубки для выхода воздуха в атмосферу.
Отсек топливных баков между шп. №3 и №12 является основной частью фюзеляжа и составляет около 70% его объема. Это единый агрегат без эксплуатационных разъемов выполненный из высокопрочных нержавеющих сталей. Нижняя часть бакового отсека между шп.№3 и 9 выполнена из алюминиевого сплава. Баковый отсек наиболее нагруженная часть фюзеляжа, поскольку является основой, к которой стыкуются передняя и хвостовая части фюзеляжа, воздухозаборники и крыло.
Хвостовая часть фюзеляжа располагается между шп. №12 и 14 в ней установлены два двигателя и размещено оборудование, относящееся к силовой установке. Для защиты днища баков от тепла, излучаемого двигателем, в отсеке от шп. №10В до шп. №13 имеются съемные экраны из гофрированных и посеребренных стальных листов. Между экранами и баками проложены теплоизоляционные маты. Защитные экраны располагаются также в районе форсажных камер между шп. №13 и 14. Низ хвостовой части между шп. №9 и 13 закрыт люками, через которые производиться монтаж двигателей. В нижней части фюзеляжа от шп. №11Б и далее установлены подфюзеляжные гребни.
Хвостовой кок располагается от шп. №14 до конца фюзеляжа. Сверху и снизу кока располагаются тормозные щитки. В верхней части располагается контейнер тормозного парашюта.
Крыло самолета свободнонесущее, стреловидное, трапециевидной формы в плане с отрицательным углом поперечного V. Крыло состоит из двух консолей, стыкуемых с фюзеляжем в пяти точках. Каждая консоль снабжена элеронами и взлетно-посадочными закрылками. Носок крыла сварной, изготовлен из титанового сплава, по конструкции – съемный. Каждая консоль крыла имеет четыре узла крепления двух балочных держателей.
Внутреннее пространство каждой консоли крыла разделено герметическими перегородками на два отсека, образующих передний и задний крыльевые топливные баки отсеки.
Закрылки плавающего типа клепано-сотовой конструкции с управлением от общей гидросистемы. Они установлены на консолях крыла и служат для уменьшения длины разбега при взлете и пробега при посадке. Закрылки выполнены в виде поворотных щитков и имеют два положения: убранное и взлетно-посадочное (25°). На первых МиГ-25Р устанавливалась система сдува пограничного слоя (СПС) с закрылка. При работе СПС на посадке предполагалось отклонять закрылок на угол 47° (вместо 25°), что позволило бы улучшить посадочные характеристики самолета. Однако, из-за низкой эффективности система была снята и с самолета № 020СЛ02 более не устанавливалась. Выход воздуха из системы СПС на поверхность закрылка производился через щель трубчатого лонжерона закрылка. Такой лонжерон устанавливался до самолета с №020СЛ04. На каждой консоли крыла расположен элерон, состоящий из двух секций - корневой и концевой. Основной материал элерона - дюралюминий.
С №020СТ03 вместо законцовки крыла установлена балансировочная штанга.
Хвостовое оперение самолета свободнонесущее, двухкилевое.
Горизонтальное оперение самолета представляет собой управляемый стабилизатор стреловидной формы в плане, состоящий из двух половин - левой и правой.
Вертикальное оперение выполнено в виде двух килей. Кили устанавливаются с развалом под углом 8° к плоскости симметрии и отличаются друг от друга носовыми частями и верхними законцовками. На килях установлены рули направления.
В хвостовой части фюзеляжа внизу установлены два аэродинамических гребня - правый и левый. Низ передней части гребней выполнен из радиопрозрачного материала. В левом подфюзеляжном гребне внизу расположена штанга выпуска тормозного парашюта. Она предназначалась для автоматического выпуска тормозного парашюта до момента касания колесами основных стоек шасси взлетно-посадочной полосы. Эта процедура значительно уменьшала посадочную дистанцию самолета. С самолета с заводским №020СТ03, с целью более раннего выпуска тормозного парашюта, штанга была удлинена.

Для уменьшения пробега при посадке самолет оборудован тормозным парашютом , верхним (фото вверху) и нижним (фото внизу) тормозными щитками.

Силовая установка

На самолете установлены два ТРД двигателя Р-15Б-300, размещенные в фюзеляже. Двигатель - одновальный с осевым компрессором, индивидуальными камерами сгорания в едином корпусе, одноступенчатой турбиной, форсажной камерой и двухстворчатым трехпозиционным эжекторным соплом. Он оборудован турбостартером С-3, системой автоматической кислородной подпитки воспламенителей турбостартера и двигателя при запуске на земле и в полете, автономной масляной системой. Запуск двигателей может производиться от аэродромного источника питания или от бортовых аккумуляторов в последовательности: правый двигатель, затем левый. Планировалось заменить этот двигатель моделью Р-15БФ2-300 (изделие 65) с более высокими техническими характеристиками. С самолета с заводским №020СЕ03 была даже заложена проводка под новый двигатель. Однако, по ряду причин новый двигатель не был запущен в серийное производство.
Воздух к каждому двигателю подается через два автономных воздухозаборника. Они располагаются по бокам фюзеляжа между шп.№2 и №6. За шп. №6 воздухозаборники переходят в каналы питания двигателей. Входные части воздухозаборников прямоугольного сечения с заостренной передней кромкой, скошенной назад в боковой проекции. Между шп. №6 и 7 сечение переходит в круглое. Внутренние боковые панели каналов отделены от фюзеляжа и образуют щели для слива пограничного слоя с фюзеляжа и для отбора воздуха на охлаждение. По каналам, сделанным в этих щелях слива и доходящим до двигательного отсека за шпангоутом №9, проходит воздух, охлаждающий двигатели. Регулирование площади поперечного сечения ВЗ осуществляется с помощью двухстворчатого регулируемого элемента, называемого клином. Передняя створка клина имеет отверстия для отсоса пограничного слоя, закрытые сеткой. На задней створке в канале установлен генератор вихрей (турбулизатор), выполненный в виде пилона с тремя направляющими лопатками.

Входные части воздухозаборников прямоугольного сечения с заостренной передней кромкой. В зоне между шпангоутами №6 и №7 сечение переходит в круглое. Здесь же на задней створке клина закреплен генератор вихрей (турбулизатор), выполненный в виде пилона с тремя направляющими лопатками.

Пограничный слой с подвижных створок клина воздухозаборника отсасывается через перфорацию и удаляется в атмосферу через щель на верхней поверхности воздухозаборника

В целях уменьшения потерь в канале и, получения максимальной тяги двигателя и надежной работы его на всех режимах полета самолета, внизу воздухозаборника установлен регулируемый элемент, называемый нижней створкой. Створка в процессе регулирования воздухозаборника занимает три фиксированных положения: взлетно-посадочное (нижнее), и два полетных положения (среднее и верхнее). Перевод створок из летного среднего в летное верхнее положение производится автоматически при числе М≥1,5. Управление положением клиньев осуществляется следящей системой СРвМу-2А.
Двигатели установлены в отсеках фюзеляжа за шп. №9. Отсеки разделены между собой герметичной продольной перегородкой.

Отсек двигателя Р-15Б-300 с открытыми нижними (фото вверху) и боковыми (фото внизу) эксплуатационными люками.

Для улучшения эксплуатационных подходов двигатели развернуты относительно продольных осей на 13° так, что коробки агрегатов, расположенные в нижней части двигателей, разведены во внешние стороны. Левый двигатель развернут по часовой стрелке, правый (если смотреть по полету со стороны реактивного сопла) – против часовой стрелки.
Реактивные сопла установлены на двигателях в вертикальной плоскости под углом 2°30' вверх и в горизонтальной плоскости в сторону оси симметрии самолета под углом 1°46'. Такая установка сопел вызвана аэродинамическими расчетами и обеспечивается двойным изломом в проставке двигателя.
Для уменьшения миделя хвостовой части фюзеляжа реактивные сопла двигателей сближены настолько, что расстояние между центрами стало меньше диаметра сопла. В связи с этим у каждого сопла снято по три сегмента внешних створок, а чтобы сохранить контуры сопел замкнутыми, между ними установлен нерегулируемый элемент - стекатель, на который и замыкаются внешние створки реактивных сопл двигателей. В зависимости от режима работы двигателя створки РС могут занимать одно из следующих положений:
-в воздухе при изменении оборотов от 61-67% до режима МАКСИМАЛ створки реактивного сопла могут занимать любое промежуточное положение;
-на режиме «Максимал» – диаметр сечения сопла наименьший - на режиме «I форсаж» - диаметр сечения сопла средний;
-на режиме «II форсаж» - диаметр сечения сопла наибольший включается при М≥1,5.
Противопожарное оборудование двигательных отсеков самолета индивидуальное для каждого отсека.
Основной вид заправки топливом - закрытая заправка.
Основное топливо - керосин Т-6. В случае его отсутствия, в качестве резервного топлива, мог использоваться керосин Т-7П.
Топливо размещается в двенадцати баках отсеках фюзеляжа, крыла и килей, а так же в подвесном подфюзеляжном баке. Подача топлива в расходный бак из других баков происходит за счет избыточного давления азота, которое создается в баках системой наддува. Основной вид заправки - централизованная. Вспомогательный вид заправки – раздельная, через заливные горловины баков. На самолете установлена система слива топлива в полете.

Передняя нога шасси МиГ-25РБ (слева) отличалась от передней ноги МиГ-25БМ (справа) формой щитка.

Главные ноги шасси всех модификаций разведчиков были одинаковой конструкции.

Взлетно-посадочные устройства самолета состоят из трехопорного убирающегося в полете шасси, тормозного парашюта и закрылков. Шасси обеспечивает взлет и посадку самолета с бетонированной и грунтовой ВПП. После взлета ноги шасси убираются в отсеки фюзеляжа, поворачиваясь вперед в направлении полета. На каждой главной ноге шасси установлено по одному колесу КТ 111/2А (КТ 111А) с размером шины 1300х300 мм, на передней ноге установлены два колеса КТ 112/2 (КТ112А) с размером шины 700х200 мм. На передней ноге с самолета №020СТ03 установлен механизм разворота колес с двухступенчатым приводом для поворота колес на большие углы до упора - при рулении самолета и на малые углы ± 8° при взлете и посадке самолета.

В зависимости от модификации под фюзеляжем разведчиков было два или три балочных держателя МБД3-У2.

Авиационные катапультные устройства АКУ-58У-I на самолетах МиГ-25РБМ устанавливались на внешних (фото вверху) и внутренних (фото внизу) пилонах под консолями крыла.

Конструктивные отличия самолетов МиГ-25РБК со станцией «Куб» (изделие К3М).
На данных самолетах носовая радиопрозрачная часть конуса увеличена по длине, введены восемь крышек люков. Боковые радиопрозрачные панели между диафрагмами №5-7 сотовой конструкции и увеличены по размерам. Остальные крышки люков на носовом конусе изменены незначительно. Изменен внутренний силовой набор носовой части и элементы крепления оборудования.

Конструктивные отличия самолетов МиГ-25РБС со станцией «Сабля» (изделие122).
На данных самолетах вместо радиопрозрачных панелей по бортам между диафрагмами №5-7 носового конуса установлены металлические панели. Изменена конфигурация крышек люков антенн между диафрагмами №5-10. Введены новые люки по бортам между диафрагмами №8-10 (съемные нерадиопрозрачные) и между диафрагмой №10 и шпангоутом №1 (несъемные радиопрозрачные).
Вместо крышки люка фотооборудования между диафрагмой №10 и шпангоутом №1 снизу установлены две крышки люка - одна съемная и другая на петлях.
Введены вновь крышки люков сверху между диафрагмами №7-8, №8-10, №10-11, №19-20.