Размещено на http://www.allbest.ru/

МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ

(государственный технический университет)

КУРСОВАЯ РАБОТА

по дисциплине Введение в специальность

Выполнила

Илюшина И. Д.

Проверил

Карапетян Т. С.

Москва 2015 год.



Оглавление

1. История создания

2. Производство и усовершенствования

3. Конструкция самолета

Перечень сокращений



1. История создания

История создания самолёта МиГ-23 берёт начало в первой половине 1960-х годов, когда ОКБ А. И. Микояна (ОКБ-155) приступило к разработке истребителя для замены МиГ-21. Работа по совершенствованию самолета проводилась авиастроителями сразу в нескольких направлениях: создание более экономичной силовой установки; усиление вооружения; совершенствование радиоэлектронного оборудования. Для улучшения взлётно-посадочных характеристик самолёта на новом истребителе было решено установить крыло с изменяемой геометрией (консоли изменяют угол в пределах 16-72 градуса).

Ш Разработчик: ОКБ А. И. Микояна

Ш Страна: СССР

Ш Первый полет: 10 июня 1967 года

Ш Тип: Многоцелевой истребитель третьего поколения

2. Производство и усовершенствования

Серийное производство нового истребителя велось на московском заводе «Знамя труда». Необходимость дальнейшего совершенствования бортового радиоэлектронного оборудования и вооружения, а также улучшение маневренных характеристик потребовало коренного улучшения самолёта. Модернизированный МиГ-23М оснащался новым двигателем, оборудованием, подвесным подфюзеляжным топливным баком и крылом с увеличенной площадью и улучшенной аэродинамикой. Требования дальнейшего увеличения маневренности, вызванные появлением в США истребителей четвёртого поколения, привели к созданию в 1974 году облегчённого истребителя МиГ-23МЛ. Самолёт получил усовершенствованное оборудование, более мощный двигатель. Были внесены изменения в конструкцию планера -- укорочен форкиль и фюзеляж. Самолёт серийно выпускался для советских ВВС с 1976 по 1981 год, а на экспорт до 1985 года. На базе МиГ-23МЛ был создан перехватчик ПВО МиГ-23П с другим комплектом оборудования.

В конце 1970-х годов началось производство последней и самой совершенной модификации -- МиГ-23МЛД. Доработки касались в первую очередь конструкции фюзеляжа и были призваны улучшить характеристики устойчивости самолёта на больших углах атаки. Истребитель оснащался усовершенствованной БРЛС, способной сопровождать до 6 целей одновременно. Для защиты от переносных зенитно-ракетных комплексов на верхней части фюзеляжа, за центропланом, могли монтироваться два блока тепловых ловушек.

Сравнительные характеристики истребителей.

Состав оборудования:

v БРЛС «Сапфир-21» (МиГ-23С и МиГ-23МС),

v импульсно-допплеровская РЛС «Сапфир-23Д» (МиГ-23М и МиГ-23МФ, дальность обнаружения воздушной цели класса МиГ-21 -- 55 км, дальность захвата 35 км), «Сапфир-23МЛ» (МиГ-23МЛ, дальность обнаружения воздушной цели 85 км, дальность захвата 55 км) или «Сапфир-23МЛА» (МиГ-23МЛД);

v теплопеленгатор ТП-23, ТП-23-1, ТИ-23М (МиГ-23МЛ, дальность обнаружения воздушной цели в задней полусфере до 35 км) или ТП-26 (60 км);

v станция наведения УР класса воздух -- поверхность «Дельта-Н» (МиГ-23С или «Дельта-НГ»;

v система «Лазурь-С» (МиГ-23С), «Лазурь-СМ» (МиГ-23М) или «Лазурь-СМЛ» (МиГ-23МЛ), обеспечивающая автоматическое наведение самолёта с использованием наземной системы управления «Воздух»;

v ИЛС АСП-ПФ (МиГ-23С), АСП-23Л (МиГ-23Л) или АСП-17МЛ (МиГ-23МЛ);

v радиостанция Р-832М или Р-862 (МиГ-23МЛД);

v аварийная радиостанция Р-855УМ;

v навигационная система «Полет-1Л-23» (МиГ-23С, МиГ-23М) или «Полет-2Л-23» (МиГ-23МЛ);

v автоматический радиокомпас АРК-10 или АРК-15М;

v маркерный радиоприёмник МРП-56П;

v радиовысотомер РВ-УМ (МиГ-23С) или РВ-4;

v самолётная аппаратура радиотехнической системы ближней навигации РСБН-6С;

v ответчик СО-69;

v Кабина МиГ-23М в высоком разрешении

v система предупреждения и оповещения СЗМ;

v система постановки активных радиолокационных помех «Репер» Н;

v автоматическая система управления САУ-23А (МиГ-23С, МиГ-23М), САУ-23АМ;

v система ограничительных сигналов СОС-3-4 (МиГ-23МЛД).

v МиГ-23 поздних серий оснащены кассетами (блоками выброса помех) БВП-50-60.



3. Конструкция самолета

Конструктивно-технологически планер МиГ-23 делится на:

§ Головную часть фюзеляжа с кабиной летчика, закабинными отсеками спецоборудования, топливными баками, неподвижной частью крыла (НЧК) и боковыми воздухозаборниками;

§ фонарь кабины;

§ подвижные части (ПЧК) - консоли крыла с инцепторами, управляемыми носками, закрылками, топливными баковыми отсеками;

§ хвостовую часть фюзеляжа с килем, рулем направления и стабилизатором.

Фюзеляж по силовой схеме представляет собой полумонокок. Значительную часть внутренних объемов планера занимают топливные отсеки (баки). По шпангоуту №28 (шп. №28) фюзеляж имеет эксплуатационный разъем, который делит его на две части: головную (ее чаще называют Ф-1 /фюзеляж-1/) и хвостовую (Ф-2). Разъем необходим для расстыковки фюзеляжа при замене двигателя.

Головная часть делится на несколько отсеков:

§ отсек от носка фюзеляжа до шп. №5 представляет собой конус, который может быть снят для подхода к РЛС. Передняя часть конуса выполняется из радиопрозрачного материала, а остальная - из алюминиевого сплава. На нижней части фюзеляжа до шп.№5 нанесено черной краской антибликовое пятно для исключения попадания отраженных лучей в координатор теплопеленгатора;

§ отсек от шп№5 до шп.№14 включает в себя кабину, отсек оборудования и нишу передней стойки. Герметичная кабина расположена между шп.№6 и шп.№11. Шп.№66-силовой и служит для крепления носовой стойки шасси. Внизу на шп.№6 имеется гнездо под грузоподъемник для подъема самолета при регламентных работах. Гидроцилиндр уборки и выпуска носовой стойки крепится к балке шп.№11;

§ закабинный отсек (между шп.№11 и №14) разделяется полом на две части. Отсек загерметизирован и теплоизолирован. Сверху и снизу имеются эксплуатационные люки, закрываемые быстросъемными крышками. На полу в нижней части отсека у шп.№12 установлен механизм управления клиньями воздухозаборников. В нижней части отсека (под полом) находится опускаемая на лафете пушка ГШ-23Л. Люк закабинного отсека держится на шарнирных узлах. В открытом положении средняя крышка фиксируется двумя распорными штангами. Фиксация боковых крышек производится аналогично.

§ Отсек от шп.№14 до шп.№18 является топливным баком №1. Нижняя центральная часть, расположенная под баком, служит для проводки коммуникаций и размещения оборудования. Боковые панели этого отсека состоят из трех частей. Средние части каждой из панелей представляют собой технологические крышки люков, обеспечивающих подход при герметизации бака №1. Нижние части являются крышками люков для коммуникаций;

§ Отсек между шп.№18 и шп.№28 является основным силовым отсеком. На нем крепятся узлы крыла. Механизм поворота крыла. Основные стойки шасси, двигатель, хвостовая часть фюзеляжа. Передняя часть отсека между шп.№18 и шп.№20 наиболее нагружена. Она выполнена сварным способом из стали и представляет собой топливный бак №2. К верхним частям шп. №18 и №20 приварены узлы крепления и поворота консолей крыл, представляющие собой мощные вилки. Верхняя часть между №22 и №28 является баком №3.Верхний объем между шп.№20 и шп.№25 служит нишей для уборки консолей крыла. Щели между поверхностью убранных консолей крыла и фюзеляжем, а также просветы между выпущенными консолями и фюзеляжем закрываются сверху и снизу неподвижными и подвижными щитками центроплана, которые одновременно выполняют роль зализа крыла. Прижимное усилие создается пневмоцилиндром и передается на щитки через тросовые тяги.

§ Двигательный отсек размещен под топливным баком между шпангоутами №22 и №28. В нижней части имеются четыре люка осмотра двигательной установки. Крышки люков крепятся на петлях к центральной балке. Между шп. №25 и шп. №28 на левой нижней крышке люка имеется створка для выбросов газов из турбостартера ТС-21 при запуске двигателя. Створка открывается и закрывается с помощью гидроцилиндра. При уборке шасси створка закрывается, а при выпуске-открывается и остается в открытом положении.

Самолет имеет два боковых воздухозаборника с внешним сжатием воздушного потока (т.е. с помощью вертикально расположенной клиновой поверхности). На вертикальных стенках воздухозаборников (ВЗ) имеются по две створки дополнительного забора воздуха при работающем двигателе (АД). Створки отклоняются внутрь ВЗ при падении в нем давления воздуха ниже атмосферного. Для улучшения характеристик ВЗ имеются: отсос пограничного слоя с клина через перфорированную поверхность на третьей ступени и его слив в горле через щель с переменной площадью (с ростом скорости и перемещением панелей клина, уменьшающих площадь горла ВЗ, площадь щели растет). Под перфорацией отсосанный воздух собирается в изолированной внутренней полости клина и через выходные патрубки переменной площади сечения, расположенные сверху и снизу воздухозаборников, выбрасываются в атмосферу. Слитый через щель воздух собирается в изолированной полости и выбрасывается снизу и сверху ВЗ через жалюзи в атмосферу. Для спрямления воздушного потока перед компрессором двигателя на входе в каналы правого и левого ВЗ установлено по два горизонтальных гребня.

Воздухозаборник имеет прямоугольную форму со скругленными наружными углами радиусом 125 мм. Ось ВЗ наклонена вниз относительно средней аэродинамической хорды на 3 градуса. Поверхность торможения потока воздуха выполнена в виде трехступенчатого клина. Регулирование работы ВЗ осуществляется перемещением ступеней клина. Оно выполняется системой УВД-23 в автоматическом и ручном режиме в зависимости от режима полета и работы двигателя. Каждый клин воздухозаборника отстоит от боковой поверхности фюзеляжа на 55 мм, образуя щель слива пограничного слоя с боковой поверхности фюзеляжа, которая предупреждает попадание пограничного слоя ВЗ. Иначе это может привести к нарушению режима работы двигателя вплоть до его остановки.

Хвостовая часть от шпангоута №28А до хвостового кока клепаной и сварной конструкции. В отличие от МиГ-23М, на МиГ-23МЛ нет сварного из стали бака №4. Это позволило значительно облегчить конструкцию. К шп. №32А крепится хвостовой кок, выполненный из титана. В нижней части фюзеляжа между шп. №28 и №29 установлена створка забора воздуха в турбостартер ТС-21. Её открытие и закрытие происходит одновременно с уборкой шасси. Передняя часть гребня является радиопрозрачной. Для защиты самолета на стоянке от статического электричества имеется специальный трос заземления. Один его конец заземляется с помощью штыря, а второй вставляется в соответствующее гнездо на хвостовой части фюзеляжа. Следует отметить, что чаще всего заземляют самолет за один из «лепестков» выходного сопла двигателя. Для изоляции конструкции от высокой температуры вокруг форсажной камеры двигателя установлен теплоотражающий экран из гофрированных листов стали.

Крыло самолета состоит из средней неподвижной части и двух подвижных консолей. Неподвижная часть крыла образуется из двух отсеков: носового и центрального. Носовой отсек имеет стреловидность 70 градусов. В нем установлены кислородные баллоны, антенны запросчика-ответчика и станции предупреждения об облучении. Узлы крепления пилонов спецподвесок (вооружения). Центральный отсек является основным силовым элементом неподвижной части крыла. В нем размещаются узлы поворота консолей крыла и отсеки крыльевых топливных баков.

Подвижные части крыла (ПЧК) имеют в плане трапецевидную форму. Угол стреловидности по передней кромке ПЧК может изменяться в полете от 18 град. 33' до 74 град. 33”. Для удобства изложения в технических описаниях и руководствах по технической эксплуатации принято брать угол стреловидности по линии, параллельной переднему лонжерону консоли, который в крайних положениях составляет 16 градусов и 72 градуса. Поворот консолей осуществляется специальным приводом СПК-1. Каждая подвижная консоль крыла технологически делится на носовую, центральную и хвостовую части. бортовой маневренность истребитель аварийный

Носовая часть состоит из клыка (5), неподвижной части носка (6) и отклоняемого носка. Клык имеет съемную часть для монтажа трубопроводов топливной и гидравлической систем. Носовая часть клыка сделана радиопрозрачной - для обеспечения работы радиоантенны, расположенной в неподвижной части крыла (клык затеняет антенну при минимальном угле стреловидности крыла). Отклоняемая на 20 градусов вниз часть консоли (носок) состоит из четырех секций (7,8,9,10), связанных между собой тягами управления. Ось вращения носка (14,15) находится на нижней части крыла. Для исключения образования щели между отклоняемым носком и верхней поверхностью крыла служит козырек из стали, по которому в процессе отклонения и уборки скользит профиль носка.

В центральную часть консоли конструктивно вводят узел поворота крыла (4) и двухсекционный баковый отсек (3).

На хвостовой части крыла (2) установлены закрылок, интерцепторы и их механизмы. Интерцептор состоит из двух секций (12, 13) закрепленных на заднем лонжероне и кинематически соединенных между собой. При стреловидности крыла 16 градусов интерцептор имеет максимальный угол отклонения 45 градусов. По мере увеличения угла стреловидности угол его отклонения уменьшается и при угле стреловидности крыла 72 градуса он полностью убирается, т.е. выключается из работы. В этом случае управление самолетом по крену осуществляется только дифференциальным отклонением половин стабилизатора.

Закрылок консоли (11) трехсекционный. Каждая секция крепится к консоли с помощью двух узлов навески. По наружной поверхности закрылка проложена лента из стали, по ней скользит выступ на прижимном щитке, закрывающем щель выреза в фюзеляже, в которую входит крыло при повороте. Управление закрылками гидравлическое от общей гидросистемы, угол отклонения на взлете 25 градусов, при посадке 50 градусов.

Концевая часть консоли - клепаной конструкции, выполнена из алюминиевого сплава. На ней размещены бортовой аэронавигационный огонь (БАНО) и разрядник статического электричества.

Хвостовое оперение. Горизонтальное оперение выполнено в виде стабилизатора стреловидной (в плане) формы, состоящего из двух половин, которые работают синхронно в двух режимах: продольного и поперечного управления. В режиме продольного управления обе половины стабилизатора отклоняются в одном направлении на одинаковый угол вниз и вверх. В режиме поперечного управления одна половина стабилизатора отклоняется вниз, а другая вверх на один и тот же угол, не превышающий 10 градусов при стреловидности крыла 16-55 градусов и 6,5 градусов при угле стреловидности 55-72 градуса. Внутренний объем хвостовой части стабилизатора имеет сотовый заполнитель. Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления. Средняя часть киля, как и стабилизатора, выполнена из фрезерованных панелей. В верхней части находится радиопрозрачная законцовка с антеннами. Руль направления крепится к килю на трех опорах. Внутри руля направления находится сотовый заполнитель.

Кабина. Фонарь кабины летчика состоит из козырька, жестко закрепленного на фюзеляже и откидной части фонаря, открывающейся вверх-назад при помощи воздушного цилиндра.

Обогрев переднего стекла электрический. с целью исключения запотевания стекла внутри по периметру нижней части фонаря установлены трубы обдува остекления горячим воздухом, отбираемым от компрессора двигателя. Подвод горячего воздуха осуществляется через патрубок с правой стороны наклонного шп. №11.

Для вентиляции кабины при рулежке или дежурстве самолета фонарь может быть приоткрыть на 100 мм 9это допускается на скорости до 30 км/ч).

Для обеспечения обзора задней полусферы на откидной части фонаря установлен смотровой прибор ТС-27АМШ, обеспечивающий обзор задней полусферы в поле зрения 14 градусов по вертикали и 30 градусов по горизонтали. В результате при наклонах головы летчика. угол обзора увеличивается по вертикали до 60 градусов, по горизонтали на 90 градусов. прибор оборудован шторкой, позволяющий при необходимости перекрывать световой поток, идущий через прибор к глазу летчика. Крое того на передней дуге откидной части фонаря установлены 2 зеркла для обеспечения обзора плоскостей крыла.

Аварийное сбрасывание откидной части фонаря может быть произведено автоматически (в процессе катапультирования от ручки выстрела кресла) или автономно-от специальной рукоятки.

Катапультное кресло КМ-1М обеспечивает безопасное покидание самолёта на скоростях не менее 130 км/ч. Для безопасного катапультирования кресло оборудовано глубоким заголовником, ограничителем разброса рук, системой фиксации летчика в кресле и комплектом кислородного оборудования ККО-5. Кресло укомплектовано автоматическим радиомаяком «Комар-2М», начинающим работать сразу после сбрасывания парашютной системы. Радиомаяк обеспечивает поиск летчика, служит также для радиосвязи после приземления.

Взлетно-посадочные устройства (ВПУ) обеспечивают взлет и посадку самолёта с и спользованием как стационарных, так и полевых аэродромов. К ВПУ относят шасси, парашютно-тормозную установку. закрылки и отклоняемые носки. Шасси самолета трохстоечное, убирающееся в полете. Основные стойки имеют по одному колесу КТ-150Д с бескамерной шиной размером 840Ч290. Носовая стойка оборудована колесами КТ-152 с бескамерными шинами (520Ч125). Балки основных стоек используются в качестве баллонов для воздуха основной и аварийной воздухосистем.

Парашютно-тормозные устройства (ПТУ) предназначены для сокращения длины пробега самолета при посадке. Выпуск парашюта осуществляется нажатием кнопки на левом пульте кабины. ПТУ состоит из:

§ основного парашюта крестообразной формы площадью 21 кв. м.;

§ вытяжного парашюта площадью 1 кв.м.

При применении парашюта на скорости более 320 км/ч парашют отрывается от самолета. не вызывая аварийных ситуаций.

Для уменьшения скорости в полете и на земле используются тормозные щитки.

На стоянке самолет защищается от воздействия атмосферы чехлами. Чехлом, подбитым мягкой байкой, на самолете закрывают фонарь кабины (при долгом нахождении на солнце от теряет свою прочрачность). В случае длительного хранения вне ангаров и у крытий зачехляют всю переднюю часть фюзеляжа. На стоянке также обязательно закрываются заглушками воздухозаборник, окна дополнительного отбора воздуха, сопло двигателя и приемники воздушного давления. Под основное шасси устанавливаются колодки. Для буксировки самолета используют водило. В штатное наземное оборудование каждого самолета входит также лестница-стремянка для обеспечения посадки-высадки летчика.



Вооружение МИГ-23МЛ

Вооружение самолета состоит из встроенной двухствольной пушки ГШ-23Л калибра 23 мм со скорострельностью до 3200 выстр./мин, боезапаса (250 снарядов) и подвесного вооружения, включающего в себя: авиационные бомбы различного назначения и калибра (в том числе и ядерные); неуправляемые авиационные ракеты; управляемые ракеты класса «воздух-земля» Х-23 (для управления этими ракетами на самолете была установлена система «Дельта»); управляемые ракеты класса «воздух-воздух»: Р-3, Р-13, Р-60, Р-23, Р-24.

Кроме этого, под неподвижную часть крыла можно подвешивать два универсальных пушечных контейнера УПК-23-250. В состав контейнера входит пушка ГШ-23Л и боезапас 250 снарядов. Такой состав вооружения позволяет поражать как воздушные, наземные (надводные), так и подземные (подводные) цели.

Окраска МиГ-23

Самолеты типа МиГ-23МЛ (МЛД, П) имели типовые схемы окраски из 3-4 цветов (оттенки темно- и светло-серого, коричневого, зеленого). Однако в полку сложно найти самолеты с одинаковым камуфляжем, так как красят по единой схеме, но не по трафарету.

Происшествия

1. 16 сентября 1970 года, испытывая самолёт, погиб лётчик-испытатель М. М. Комаров.

Выполнялся облет МиГ-23 после смены двигателя, перед перегоном самолета в Ахтубинск. После разгона максимального числа М при подходе к рубежу выключения форсажа на команду РП о прекращении, перестал управлять самолетом, как зафиксировала телеметрическая аппаратура. Самолет на полном форсаже со снижением разогнался до немыслимой скорости и разрушился. Удалось установить, что кислородный кран был открыт, все агрегаты системы жизнеобеспечения исправны, в баллонах - кислород, а не азот, как предполагалось вначале, летчик был жив до разрушения самолета. Б.А.Орлов считал, что в полете у Комарова был “плавающий” отказ кислородной системы. По версии В.Меницкого, Комаров в полете потерял сознание, т.к. из кислородного баллона по ошибке не был откачан нейтральный газ.

2. 21 сентября 1973 года аэродром Щучин, конструктивно-производственный дефект, лётчик катапультировался.

3. 23 июня 1977 года произошла катастрофа самолёта МиГ-23УБ близ города Егорьевска Московской области. Погибли 2 человека.

В полете проводилась оценка нового пилотажного прибора. Александр Иванович Лысенко, ведущий летчик-испытатель по данной программе, был в кабине инструктора, в кабине летчика находился Геннадий Владимирович Мамонтов, летчик-испытатель облета. Самолет опустил нос, разгоняясь, с большим углом пикирования вошел в землю за окраиной города.

4. 13 октября 1983 года МиГ-23 ПрикВо, хребет Аршица, возле горы Горган Илемский, авиакатастрофа, летел из Мукачево в Ивано-Франковск, погиб летчик майор Уралов.

Пилоту не хватило 12м по высоте, чтобы перелететь хребет. В результате удара образовалось воронка в склоне горы и в непроходимой горной сосне оголилась площадка диаметром около 20м, турбина скатилась по склону на расстояние 120м, обломки самолета разбросаны в радиусе 20-30м.

5. В 1985 году в 116-м Центре боевого применения авиации (Астрахань) во время стрельбы пары кубинских лётчиков на МиГ-23МЛ по учебной мишени ведомый по ошибке выпустил ракету Р-24Р по своему ведущему и поразил его самолёт. Ведущий катапультировался, но после приземления умер от полученных травм.

6. Летом 1987 года произошла авария самолета МиГ-23УБ: при заходе на посадку на аэродром Тирасполь на глиссаде произошло попадание птицы в воздухозаборник. Лётчики увели самолёт от города на пляж и успешно катапультировались. При падении самолёта получил сильные ожоги ребёнок, находившийся на пляже.

7. Катастрофа МиГ-23 в Бельгии 4 июля 1989 года.

Самолёт взлетел с аэродрома в Польше. После отказа авиационной техники лётчик катапультировался, а неуправляемая машина пролетела около 900 км над территорией ГДР, ФРГ, Нидерландов, Бельгии и упала на жилой дом возле франко-бельгийской границы. На земле погиб один человек. Как показали данные «чёрного ящика», через 6 секунд после катапультирования двигатель начал набирать обороты. Самолёт прекратил снижение, перешёл в горизонтальный полёт и пропал из поля зрения. Полёт осуществлялся на автопилоте, и после восстановления оборотов двигателя машина была автоматически переведена в набор высоты. Самолёт в автоматическом режиме продолжал полёт в западном направлении. Система опознавания «свой-чужой» была включена; самолёт беспрепятственно пролетел над территорией Польши и ГДР.

8. Столкновение Boeing 727 и МиГ-23 над Триполи.

Боинг выполнял внутренний рейс 1103 из Бенгази в Триполи. Вылет был произведён в 09:00, а всего на борту находились 10 членов экипажа и 147 пассажиров. На подходе к аэропорту экипаж начал выполнять снижение, когда, согласно официальному заключению, около 10:07 на высоте 3500 футов (1067 метров) столкнулся с истребителем МиГ-23УТ. От удара авиалайнер потерял управление и врезался в землю в 9 километрах восточнее аэропорта и примерно в 50 километрах от столицы в районе городка Сук-аль-Сабт (Souk al-Sabt). Все 157 человек на его борту погибли. Впоследствии после расследования было сделано заявление, что произошло столкновение в воздухе с военным истребителем МиГ-23УБ, причём пилоты истребителя успели катапультироваться. Эту версию подтверждали найденные парашюты, хотя официально сами пилоты найдены не были. Тем не менее, часто высказываются версии, что ливийский Боинг был сбит ракетой. Бывший военный инструктор по МиГ Маджид Тайари оспорил официальную версию, заявив о намеренном уничтожении авиалайнера.

9. Август 1993 года, аэродром Купино -- авария при посадке МиГ-23УБ, командир 3-й эскадрильи и обучаемый лётчик (лейтенант).

Прогрессирующий козёл на посадке, попытка инструктором ухода на второй круг с выводом двигателя на «максимал» и выпуск тормозного парашюта обучаемым лётчиком. Потеря скорости и сваливание самолёта на крыло, экипаж успешно катапультировался на высоте 5-10 метров. Неуправляемый самолёт приземлился в конце ВПП и укатился в берёзовую рощу.

10. 10 ноября 1995 года МиГ-23 ВВС Индии упал в лес.

11. 22 марта 1995г. катастрофа самолёта МиГ-23УБ, аэродром Приволжский.

При перестроении из правого пеленга в левый экипаж выполнял маневр с превышением 50-100м, уменьшением скорости до 500км/ч и увеличением углов атаки до критических. Сработала СОУА, резким движением РУС на себя самолет был выведен на режим сваливания и сорвался в штопор. При катапультировании инструктор получил легкие травмы, летчик из-за малого запаса высоты погиб.

12. 23 марта 2014 года Миг-23 ВВС Сирии нарушил воздушное пространство Турции и был сбит. Лётчик катапультировался.



Перечень сокращений

1. ОКБ - Опытное конструкторское бюро;

2. ПВО - Противовоздушная оборона;

3. БРЛС - Бортовая радиолокационная станция;

4. ПВД - Приёмник воздушного давления;

5. ПТБ - Подвесной топливный бак;

6. РЛС - Радиолокационная станция;

7. УР - Управляемые ракеты;

8. НЧК - Неподвижная часть крыла;

9. ПЧК - Подвижная часть крыла;

10. Шп. - Шпангоут;

11. ТС - Турбостартер;

12. ВЗ - Воздухозаборник;

13. АД - Авиационный двигатель;

14. УВД - Управление воздушным движением;

15. СПК - Специальный привод консоли;

16. БАНО - Бортовой аэронавигационный огонь;

17. ККО - Комплект кислородного оборудования;

18. ВПУ - Взлетно-посадочные устройства;

19. ПТУ - Парашютно-тормозные устройства;

20. УПК - Универсальный пушечный контейнер;

21. Число М - Число Маха;

22. РП - Руководитель полетов;

23. СОУА - Сигнализатор опасных углов атаки.

Размещено на Allbest.ru