|
МиГ-25
МиГ-25 — советский сверхзвуковой боевой самолёт конструкторского бюро ОКБ-155. Генеральный конструктор А. И. Микоян, главный конструктор проекта — М. И. Гуревич до ухода на пенсию в 1964 году, после — Н. З. Матюк. Выпускался в двух основных вариантах: тактический разведчик-бомбардировщик, носитель ядерного оружия, и перехватчик ПВО. Перехватчик на вооружении ПВО СССР более 20 лет — с 1970 и до середины 1990-х годов, а разведчик на вооружении России более 40 лет — до 2013 года. Состоял на вооружении бывших советских республик и экспортировался. Состоит на вооружении ВВС Сирии. Кодовое обозначение НАТО: Foxbat — «летучая лисица», англ. Разработка В конце 1950-х годов в СССР была развёрнута разработка военного самолёта, который был бы способен отражать предполагаемую угрозу со стороны американского сверхзвукового бомбардировщика B-58 и его модернизированных последователей, а также перспективного XB-70 «Валькирия» и разведчика SR-71, которые в перспективе были способны развивать трёхкратную скорость звука. ОКБ А. Микояна получило заказ на конструкцию истребителя, способного развивать трёхкратную скорость звука и поражать цели в высотном диапазоне от 0 до 25 000 м. Постановлением Правительства СССР от февраля 1961 года и приказом Государственного комитета по авиационной технике (ГКАТ) от 10.03.1961 года в ОКБ-155 были начаты работы по созданию перспективного высотного самолёта Е-155 в модификациях перехватчика (Е-155П) и разведчика (Е-155Р). Заводские испытания опытной машины Е-155Р-1 начались 6 марта 1964 года, опытной машины Е-155П-1 9 сентября 1964 года. Обе опытные машины строились на Московском машиностроительном заводе «Зенит» (почтовый ящик № 4223) В процессе испытаний и доводок было установлено несколько мировых авиационных рекордов. В документах ФАИ рекордная машина проходила под шифром Е-266 с двигателями Р-266. После завершения испытаний и начала серийной постройки самолётов в 1969 году опытные экземпляры продолжали эксплуатироваться, в том числе и для достижения новых рекордов. Приказом № 406с от 28.11.1967 года самолёты Е-155Р и Е-155П были переименованы в МиГ-25Р и МиГ-25П. 3 апреля 1975 года за проведение государственных испытаний МиГ-25 заслуженный лётчик-испытатель СССР Степан Анастасович Микоян был удостоен звания Героя Советского Союза (замечание С. А. Микояна: Звания Героя Советского Союза были удостоены ведущие лётчики по теме Вадим Иванович Петров, Александр Саввич Бежевец. Лётчик-испытатель Норайр Вагинакович Казарян награждён орденом Ленина). .jpg) 31 августа 1977 года лётчик-испытатель А. Федотов установил на этой машине абсолютный мировой рекорд высоты полёта 37 650 м, а всего на самолёте этого типа установлены 29 мировых рекордов[5]. Производство[6]Серийное производство самолёта было организовано на заводе № 21, с 1.01.1967 года переименован в Горьковский авиазавод им. С. Орджоникидзе («п/я 200», с 1970 года завод именовался — предприятие «п/я Р-6719»). Почтовый адрес завода (в 1987 г): инд. 603035, г. Горький, М-35. ул. Чаадаева, «Сокол». Первые построенные серийные самолёты в 1966 году: МиГ-25П — 2 шт., МиГ-25Р — 1 шт. Темп производства: МиГ-25П — 40 шт, МиГ-25РБ — 35 шт. в год (по отчётным данным завода за 1974 год). В период 1981-85 гг было построено 288 МиГ-25 всех модификаций. Цена завода за один МиГ-25 в 1970 году — около 3 млн руб. Всего за годы производства 1966-85 гг было построено 1119 МиГ-25 различных модификаций. Конструкция самолётаПри написании данного раздела была использована лётная и техническая документация на самолёт МиГ-25:
Общие сведения о самолётеСамолёт МиГ-25 — семейство тактических высотных скоростных разведчиков и перехватчиков ПВО, с крейсерской скоростью полёта до 2500 км/ч (М=2,3÷2,5) в диапазоне рабочих высот 19÷22 км. Основные варианты самолёта:
Открытых источников о МиГ-25 всё ещё мало, а выдающиеся рекорды его прототипа Е-155 породили слухи и распространённые заблуждения о возможностях этих самолётов в эксплуатации. Но, к примеру, одна из официально допущенных к практическому использованию лётным составом книг: «Практическая аэродинамика самолёта МиГ-25РБ»[9], на странице 88 определяет максимально допустимые скорости полёта, которые зависят от конфигурации самолёта и от характера внешних подвесок. Без подвесок вооружения и баков предельная приборная скорость самолёта указана:
Там же указано допустимое время полёта
В учебных полётах превышать число М=2,65 — запрещено[9]. Диаграммы скоростей полёта в указанном выше пособии показывают, что даже превышение ограничения по скоростному напору не позволит на самолёте превысить число M=3 в горизонтальном полёте[9]. Прочность МиГ-25 рассчитана на скоростной напор до 7000 кгс/м², расчётный напор для приборной скорости 1200 км/ч.[9] Превышение приборной скорости 1100 км/ч вызывает деформации конструкции, в первую очередь, системы регулирования воздухозаборников двигателей[9]. На предельных скоростях передние кромки конструкции планера нагреваются до 250÷290°С, а топливо в баках прогревается до 150÷180°С[9]. Для предотвращения перегрева на самолёте установлен датчик температуры заторможенного потока воздуха, который включает предупреждающее табло в кабине лётчика, оповещающее о достижении предельно допустимого порога температуры — 290°С. В мирное время полёт со сверхзвуковой скоростью на высотах ниже 10 км — запрещён.[9] На земле коридор слышимости ударной волны при сверхзвуковом полёте МиГ-25 составляет 40÷80 км[9]. Приборная скорость сваливания в штопор самолёта МиГ-25РБ при включенном автомате управления 240÷245 км/ч, без него — 270÷290 км/ч. Время набора высоты 10 км без использования форсажа — 10 мин, на форсаже — 3 мин. Разведчик МиГ-25РБ обладает лучшей тяговооруженностью и разгоном, чем перехватчик МиГ-25П.[9] Статический потолок самолёта без применения форсажа двигателей — до 12 км, с форсажем при дозвуковой скорости — 14÷15 км, при сверхзвуковой скорости — до 23 км. Превышать установленный потолок 23 км в строевых частях было запрещено.[9] Максимальная дальность полёта на сверхзвуковой скорости обеспечивается при полёте с числом М=2,35.[9] Эксплуатация МиГ-25РБ возможна только с бетонированных аэродромов 1-го класса с длиной ВПП не менее 2500 м.[9] По компоновочной схеме МиГ-25 представляет собой двухкилевой моноплан с верхним расположением трапециевидного крыла, двумя двигателями с боковым расположением регулируемых воздухозаборников совкового типа, цельноповоротным горизонтальным оперением. Фюзеляж и воздухозаборники создают до 40÷50 % подъёмной силы. Конструкция планера на 80 % по массе из нержавеющей стали, 11 % алюминиевые сплавы, 8 % титан и 1 % на другие материалы. В соединениях силовых элементов и обшивки широко применятся сварка вместо заклёпок. Конструкция самолёта-перехватчика и самолёта-разведчика различается в первую очередь разным по конструкции крылом, и, конечно, установленным на самолёте целевым оборудованием. Также имеются довольно значительные отличия по разным модификациям — изменения по комплектации оборудованием потянули за собой конструктивные изменения по планеру и двигателям. ПланерФюзеляж — единый цельносварной агрегат в основном типа монокок, с дополнительными нижними лонжеронами и балками, конструкционными материалами фюзеляжа являются высокопрочные нержавеющие стали ВНС-2, ВНС-5, ВЛ-1, СН-3, ЭИ-703 и ЭИ-878, термообработанный дюраль Д19Т и титан марки ОТ4-1. В отличие от многих реактивных истребителей производства СССР, где фюзеляж расстыковывается на две половины для замены двигателя, на МиГ-25 фюзеляж в эксплуатации — неразъёмный. Передняя часть фюзеляжа до воздухозаборников имеет круглое со скосами по бокам сечение, в остальной части близкое к прямоугольному сечение. Воздухозаборники прямоугольного сечения. В хвостовой части фюзеляжа установлены два двигателя и их оборудование. В гроте фюзеляжа расположена проводка управления. Примерно 70 % объёма фюзеляжа занимают топливные баки-отсеки. Каркас фюзеляжа выполнен из профилей уголкового и таврового сечения и штампованных стальных узлов, соединённых аргонно-дуговой сваркой. Поперечный силовой набор каркаса фюзеляжа состоит из 57 шпангоутов, которые в первых техописаниях на самолёт называются рамами. Шпангоуты №№ 1, 2, 3, 4, 5, 6, 6Б, 7, 9, 10, 10А, 11, 12, 13, 14 — силовые. Гермошпангоут №1 имеют сплошную стенку из сплава Д19Т, гермошпангоут № 3 имеет стенку из стальных гофрированных листов. Шпангоуты № 5 и 6 являются стенками топливного бака №2. Шпангоутом № 12 заканчивается отсек топливных баков и на нём производится стык с хвостовой частью фюзеляжа. Технологически фюзеляж состоит из отдельных панелей и разделяется на отсеки:
Передний отсек по конструкции монокок. Это герметичный теплоизолированный отсек, выполненный из алюминиевых сплавов. Кабина лётчика с креслом КМ-1М расположена в верхней части отсека между шп. 1-2, под полом кабины находится пространство для размещения различного оборудования и тяг управления. К шпангоуту № 1 пристыковывается носовой радиопрозрачный обтекатель в виде заострённого круглого тела вращения — конуса, с отклонением вниз от строительной оси самолёта на 4°12′[10]. Кабина заканчивается наклонным шп. № 2, который состоит из герметичной стенки и караса из профилей. К этому шпангоуту крепится подфонарная панель, рельсы кресла, пол кабины и осуществляется стык с закабинным отсеком. Боковые панели кабины изготовлены из листов дюраля Д19АТл. Весь отсек теплоизолирован наклеенными внутри отсека матами теплоизолятора АТМ-3, облицованными тканью АНТМ. Закабинный отсек находится меду шпангоутами 2-3 и представляет собой полумонокок овального сечения. В верхней части отсека находится герметичный отсек оборудования, в нижней части — ниша передней ноги шасси. Конструктивно отсек состоит из отдельных дюралевых панелей из сплава Д19Т. Отсек оборудования и ниша разделены герметичной перегородкой, к которой крепится продольная балка коробчатого сечения. К балке крепится гидроцилиндр передней ноги шасси. Отсек теплоизолирован наклеенными внутри матами теплоизолятора АТМ-3, облицованных тканью НТ-7 или АТЗ. Воздухозаборники двигателей начинаются от фюзеляжного шп. № 2 и расположены зеркально-симметрично по бокам фюзеляжа до шп. № 6. После шп. № 6 воздухозаборники переходят в каналы двигателей. Входные части в/заборников прямоугольного сечения с острой передней кромкой, скошенной назад в боковой проекции. В зоне шп. №№ 6-7 прямоугольное сечение каналов переходит в круглое. Конструкционно в/заборник — это каркас с работающей обшивкой и силовыми крышками люков. Каркас состоит из восьми диафрагм с № 22 по № 29 и профилей-лонжеронов. В верхней надканальной части, а также в нижних боковых частях воздухозаборника организованы технические отсеки с оборудованием, закрытые крышками. Регулирование проходного сечения каждого в/заборника осуществляется с помощью подвижной панели клина и нижней створки. Клин управляется электрогидравлической следящей системой СРВМу-2А, которых на самолёте два независимых комплекта (по числу двигателей). Автоматическое управление положением клина включается в работу по сигналу М-реле и далее клин плавно перемещается электрогидравлическим агрегатом АУ-38Б, в зависимости от степени сжатия компрессора двигателя. Нижняя створка воздухозаборника имеет три фиксированных положения: взлётно-посадочное (открытое), дозвуковое (промежуточное) и сверхзвуковое. В первом положении створка находится всё время, если выпущены шасси. Во втором положении створка находится при убранных шасси, а в третье, максимально прикрытое положение створка перемещается по достижении самолётом заданной скорости полёта[11]. Система СРВМу-2А помимо основного (автоматического) управления в пропорциональном режиме имеет резервный режим дублирующего управления в ступенчатом (релейном) режиме, режим ручного управления посредством кремальеры задатчика положения (лётчиком) и аварийная уборка клина при отказах в гидросистеме или питающей электросети. Центральная часть фюзеляжа — конструкция типа монокок. Это цельносварной агрегат из нержавеющей стали марки ВНС-2, ВНС-5, СН-3 и ЭИ878; нижняя часть бакового отсека изготовлена из дюралевого сплава Д19. Баковый отсек является основной и наиболее нагруженной частью фюзеляжа, с которой стыкуются передняя и задняя части фюзеляжа, воздухозаборники и крыло. Отсек имеет 11 силовых шпангоутов и разделён стеночными шпангоутами на шесть топливных баков (баки №№ 1-2, № 3, №№ 4-5 и № 6). Основной вид соединений в этом отсеке — аргонно-дуговая и контактная автоматическая и полуавтоматическая электросварка. Для изготовления фюзеляжного отсека самолёта был разработан и изготовлен специальный вращающийся стапель. Хвостовая часть фюзеляжа по конструкции монокок. Она является несущей для узлов крепления килей, подкилевых гребней, балок стабилизатора, гидроцилиндров тормозных щитков и качалок управления РП. Основной конструкционный материал этого отсека — сталь ВЛ-1, из которой изготовлен силовой набор и обшивка; из стали СН-3 изготовлены крышки эксплуатационных люков. Для защиты днища баков от тепла, излучаемого двигателями, в отсеке от шпангоута № 10В до шпангоута № 13 установлены стальные посеребренные экраны. Между экранами и баками проложена теплоизоляция из матов. В зоне расположения форсажных камер двигателей между шп. 14 и 14 устанавливаются стальные гофрированные кожухи с посеребрением. Хвостовой кок состоит из ряда панелей. Верхняя центральная часть кока начинается нишей тормозного щитка, затем переходит в нишу тормозного парашюта. Снизу кока ниша для нижнего тормозного щитка. Материал кока — сталь и титан. Кок приклёпан к шпангоуту № 14 двухрядным заклёпочным швом. Крыло — трапециевидное, стреловидное, без корневых наплывов, с отрицательным V −5° и аэродинамической круткой. Угол установки крыла +2°. Размах крыла для разведчика-бомбардировщика[12] 14,062 м, для перехватчика — 14,015 м. На разведчиках стреловидность по передней кромке — 42°30´. На перехватчиках стреловидность переменная — от 41°02´ до 42°30´. Технологически крыло состоит из двух консолей, стыкуемых с фюзеляжем в пяти точках. Силовой набор крыла включают три лонжерона, два стрингера и набор нервюр. Каркас крыла и обшивка изготовлены в основном из стали ВНС-2, ВНС-4, ВНС-5 и листового титана ОТ4-1. Внутри каждая консоль разделена перегородками на топливные баки — передний и задний. На верхней поверхности каждой консоли установлены аэродинамические гребни. На нижней поверхности крыла установлены узлы для крепления внешней подвески. Начиная с модификации «РБ», самолёт получил вместо законцовок крыла балансировочные штанги с противофлаттерным грузом по 60 кг каждая[13]. На каждой консоли крыла установлен двухсекционный элерон из дюраля Д19, с полным углом отклонения ±25°. Для уменьшения деформации крыла при отклонении элеронов на больших скоростях полёта элероны сдвинуты ближе к корневой части (к фюзеляжу), но всё равно эффективность элеронов оказалась недостаточной, поэтому на МиГ-25, уже после начала серийного производства, было введено дополнительное дифференциальное отклонение стабилизатора по крену в качестве органа поперечного управления, так называемые «ножницы» (см. ниже по тексту). Закрылки клёпанно-сотовой конструкции, подвешиваются к консоли в двух точках. Полный угол отклонения 25°, как на взлёте, так и на посадке. На некоторых самолётах первых серий закрылок отклонялся на угол 47°. Отклоняемые носки на консолях отсутствуют. Хвостовое оперение. Для обеспечения достаточной путевой устойчивости на высоких скоростях на МиГ-25 установлены два вертикальных киля большой площади (16 м²), с развалом наружу к плоскости симметрии самолёта. Профиль килей — симметричный ЦАГИ С-11С2М. Кили изготовлены из стали ВНС-5 и алюминиевого жаропрочного сплава АК-4. Высота каждого киля — 3,05 м, угол стреловидности — 54°, угол развала 8°. Кили отличаются друг от друга радиопрозрачными законцовками, под которыми установлены антенны систем РЭО. На каждом киле навешен руль направления. Оба руля работают синхронно и имеют полный угол отклонения ±25°. Снизу под килями установлены два подкилевых гребня, на левом гребне установлена убирающаяся штанга автоматического выпуска тормозного парашюта. Штанга длиной 1,3 метра выпускается вниз на угол 74°. В передней части подфюзеляжных гребней установлены антенны, которые закрыты радиопрозрачными панелями.[14] Цельноповоротный стабилизатор площадью 10,21 м², с размахом 8,8 м, угол стреловидности по передней кромке 50°22´, по задней кромке — 28°. Профиль симметричный, ЦАГИ С-11С. Ось вращения стабилизатора расположена на 33 % САХ и составляет угол 45°. Полный угол отклонения стабилизатора по тангажу от −32° до +13°, отклонение по крену в режиме «ножницы» (дифференциально) — ±3°15′. Помимо всего прочего, дифстабилизатор автоматически отрабатывает на парирование крена при возникновении несимметричности подвески — например, при пусках ракет. Для уравновешивания шарнирного момента стабилизатора в заднюю кромку по всему размаху стабилизатора вклёпана пластина шириной 70 мм, отогнутая вниз на 2°. В хвостовой части фюзеляжа установлено два тормозных щитка — верхний, между килями, и нижний. Угол полного отклонения верхнего щитка — 43,5°, угол отклонения нижнего щитка — 45°. Нижний щиток заблокирован при М менее 1,5. Выпуск верхнего щитка при полёте в трансзвуковом диапазоне скоростей и на высотах менее 7000 м — запрещается, так как при его выпуске меняется балансировка самолёта. Трёхстоечное убираемое в полёте шасси с передней управляемой стойкой. Колея шасси 3850 мм, база шасси 5138,5 мм. Все три стойки после взлёта убираются вперёд против потока. Уборка и выпуск стоек, как и поворот передних колёс, производится от гидросистемы, аварийный выпуск может выполняться от пневмосистемы. Все колеса (включая передние) оборудованы дисковыми тормозами с автоматом растормаживания, управление торможением от гашетки на РУС. Разворот передних колёс от педалей путевого управления механизмом МРК-20, в режиме руления угол разворота ±43°, в режиме взлёт-посадка — ±8°. На передней стойке смонтировано два спаренных колеса КТ-112/2 или КТ-112А модель «3А» размером 700×200 мм. На основных стойках установлено по одному консольному колесу КТ-111/2 или КТ-111А модель «4А» размером 1300×360 мм. Все колёса с покрышкой и камерой, накачиваются азотом до давления в колесе: передней ноги — 10±0,5 кг/см²; главной ноги — 9,5÷12,5 кг/см² (с подвесным баком — 13,5±0,5 кг/см²). Все стойки с газомасляными амортизаторами рычажного типа, с торможением штока на прямом и обратном ходу. Амортизаторы заряжаются гидросмесью АМГ-10 и азотом под давлением. Давление зарядки амортизатора передней ноги 52±1 кг/см², давление зарядки амортизаторов главных ног — 70±2 кг/см². Парашютно-тормозная установка предназначена для сокращения длины пробега самолёта при посадке. Установка состоит из двухкупольной парашютной системы, контейнера, штанги автоматического выпуска парашюта, замка, цилиндра створки контейнера и цилиндра отцепки парашюта, пневматических и электрических агрегатов системы. Первоначально на самолёте применялись круглые парашюты, в дальнейшем заменены на крестообразные. Парашютная система состоит из двух одинаковых крестообразных парашютов общей площадью 50 м², первого вытяжного парашюта площадью 0,05 м² и второго вытяжного парашюта площадью 1,5 м². Контейнер тормозного парашюта представляет собой цилиндрическую камеру из стеклотекстолита и состоит из дух частей — верхней и нижней. Контейнер установлен в хвостовом коке. На всех модификациях самолёта МиГ-25 были установлены два двигателя типа Р15Б-300 (изделие «15Б»). В дальнейшем при модернизации самолётов до уровня МиГ-25ПД/ПДС, МиГ-25РБТ/РБФ/РБШ монтировались двигатели типа Р15БД-300 с улучшенным охлаждением турбины, другой коробкой агрегатов (под привод постоянных оборотов) и увеличенным ресурсом. Р15Б-300 — это турбореактивный авиационный двигатель, одновальный, одноконтурный с осевым компрессором, с одноступенчатой турбиной, с форсажной камерой и двухстворчатым трёхпозиционным эжекторным соплом. Система управления двигателем – гидромеханическая с электронным регулятором режимов[15]. Раскрутка двигателя при запуске стартёр-генератором постоянного тока, на модификации Р15БД-300 был установлен турбостартёр. Двигатель Р15Б-300 был разработан в ОКБ-300 Государственного комитета по авиационной технике (в дальнейшем переименовано в ММЗ «Союз», генеральный/главный конструктор академик С. К. Туманский)[16], на базе экспериментального двигателя Р15-300 (изд. «15»), применявшегося на опытных перехватчиках Е-150 и Е-152 и разрабатываемом в то время тяжёлом беспилотном самолёте-снаряде Ту-121. Затем на основе Р15-300 был разработан короткоресурсный двигатель КР15-300 (изд. «15К»), который штатно устанавливали на серийных беспилотных разведчиках Ту-123 комплекса ДБР-1 «Ястреб». На МиГ-25 двигатели установлены в задних отсеках фюзеляжа самолёта за шпангоутом (рамой) № 9. Отсеки двигателей разделены между собой противопожарной перегородкой. Для улучшения эксплуатационных подходов двигатели развёрнуты относительно продольных осей на 13° (коробками агрегатов наружу). Реактивные сопла установлены на двигателях в вертикальной плоскости под углом 2° 30′ вверх и в горизонтальной плоскости в сторону оси симметрии самолёта под углом 1′ 46′. Такая установка сопел вызвана аэродинамикой самолёта и обеспечивается наличием двойного излома в проставке двигателя. Для уменьшения миделя хвостовой части фюзеляжа сопла двигателей сближены настолько, что расстояние между их центрами стало меньше диаметра сопла. В связи с этим на соплах демонтировано по три сегмента внешних створок и установлен нерегулируемый стекатель. Воздух к двигателям поступает через автоматически регулируемые воздухозаборники (см. выше конструкцию планера). Для возможности запуска двигателя в воздухе на высотах выше 6 км на самолёте установлена система кислородной подпитки. Некоторые ТТХ двигателей Р15Б-300:
С каждым двигателем работает электронная система регулирования расхода топлива РРД-15БМ и гидромеханическая дублирующая система — агрегат 10460НД. Дублирующая система имеет худшую точность управления режимами, поэтому при её включении в работу выполнение летчиком полётного задания прекращается. ТС самолёта-перехватчика состоит из шести фюзеляжных и четырёх крыльевых баков с общей ёмкостью 14 570 кг. Основное топливо марки Т-6, с удельной плотностью 0,845 гр/см³. Резервные: ТС, РТ, Т-1. Так как основное топливо тяжёлое, то при заправке резервными, более лёгкими марками топлив требовался перерасчёт дальности и продолжительности полёта самолёта. Топливная аппаратура самолёта (топливомер-расходомер) была приспособлена для работы как с тяжёлым, так и с лёгким топливом (см. описание ниже). При установке на самолёт двигателей типа Р15БД-300 основным было топливо Т-6, резервным — Т-7П, лёгкие сорта топлива не применялись[18]. На самолётах-разведчиках топливная система несколько другая и состоит из 12 баков, добавлены два бака в килях. Общая ёмкость топливной системы — 15 245 кг. Расходный бак — фюзеляжный бак № 4. Подача в расходный бак топлива из других баков происходит за счёт избыточного давления, которое создаётся в баках №№ 1, 2, 3, 5, 6, крыльевых баках и баках в килях (при их наличии) системой наддува, нейтральным газом из баллонов высокого давления суммарной ёмкостью 34,4 литра. При длительных полётах ёмкости баллонов не хватает для наддува баков и система автоматически переходит на наддув воздухом, который отбирается за компрессорами двигателей и охлаждается в воздухо-воздушных радиаторах. Бак № 4, бак-аккумулятор и подвесной бак наддуваются только воздухом. Нейтральный газ — это сжатый технический азот, который хранится на борту в восьми шаровых баллонах, установленных в верхних отсеках правого и левого воздухозаборника. Подача топлива из расходного бака № 4 к насосам двигателей осуществляется подкачивающими насосами в днище расходного бака — турбонасосом ТН-10 и электроцентробежным насосом ЭЦН-93. Турбина ТН-10 раскручивается неохлаждённым сжатым воздухом, отбираемым за компрессорами двигателей. Электрический насос ЭЦН-93 включается в работу до запуска двигателей и в дальнейшем работает параллельно весь полёт с турбонасосом ТН-10. Производительности только ЭЦН-93 достаточно для нормальной работы обоих двигателей самолёта до режима «Максимал» включительно. Для питания двигателей при нулевых или отрицательных перегрузках в топливной системе установлен бак-аккумулятор. При падении давления топлива за насосами подкачки ТН-10 и ЭЦН-93 топливо в систему выдавливается сжатым воздухом из бака-аккумулятора. Ёмкости бака хватает на 15 секунд работы двигателей на режиме «Максимал» или на 5 сек. на режиме «Форсаж». Так как при сверхзвуковом полёте топливо в баках нагревается, на МиГ-25 для охлаждения топлива применяются топливо-масляные радиаторы ТМР и система перепуска горячего топлива. При превышении порога температуры топлива 120°С на входе в двигатель часть топлива из магистрали сбрасывается для охлаждения в расходный бак, и затем по второму кругу подаётся в ТМР и оттуда в двигатель. Для повышения дальности полёта самолёта применялся подвесной топливный бак, который подвешивается под фюзеляжем на трёх узлах подвески. После выработки топлива бак может быть сброшен посредством подрыва пиропатронов в пиромеханизме. Полная ёмкость подвесного бака — 5280 литра. Порядок выработки топлива: первым вырабатывается подвесной бак, затем бак № 1, после чего килевые баки (при наличии), затем начинается одновременная выработка из баков №№ 2, 6 и крыльевых. По окончании выработки бака № 2 начинается выработка из бака № 3. Затем вырабатывается бак № 5, далее расходный бак № 4 и в самую последнюю очередь — бак-аккумулятор[19]. Топливо из баков в заданном порядке вырабатывается автоматически без участия лётчика. Невырабатываемый остаток топлива в основной системе самолёта — 100 кг[20], в подвесном баке — около 45 кг. Заправка самолёта — централизованная под давлением. Предусмотрена автоматизированная заправка «Полная» и заправка 80 %, при этом бак № 1 заправляться не будет[21]. В особых случаях возможная раздельная заправка только фюзеляжных баков с помощью заправочного пистолета. Для аварийного слива топлива в полёте предусмотрены клапаны аварийного слива на левой и правой консоли крыла. Гидравлическая системаВключает две разные гидросистемы: бустерную и общую. Обе этих системы автономны. Каждая система имеет по два гидронасоса переменной производительности НП-70А на разных двигателях. Рабочее давление в системе поддерживается в диапазоне 180÷220 кг/см² с номинальным давлением на выходе гидронасоса 210 кг/см²[22]. Бустерная система питает одну из камер бустеров управления, а также обеспечивает аварийное торможение колёс шасси. Общая гидросистема служит для питания вторых камер бустеров управления, а также для уборки и выпуска шасси, закрылков, тормозных щитков, управления клиньями и створками воздухозаборников, управления механизмом разворота передних колёс шасси, основное и вспомогательное торможение колёс шасси и закрытие створок турбоагрегатов (на самолётах с двигателями Р15БД-300). В качестве рабочей жидкости обе гидросистемы используют кремнийорганическую жидкость 7-50с-3, которая состоит из полисилоксанов и органического диэфира в соотношении 1/1, с добавлением ингибитора коррозии и противоизносной присадки. Полная заправочная ёмкость обоих гидросистем 83 литра, из них 30 литров в бустерной системе и 53 литра — в общей, при ёмкости двух одинаковых гидробаков по 24 литра. Для обеспечения высотности гидросистемы и исключения кавитации жидкости в гидронасосах каждая система имеет свою изолированную систему поддавливания гидробаков газообразным азотом из баллонов. Зарядное давление азота в баллонах при температуре +20°С — 130±5 кг/см². Давление азота в гидробаке — 2,2÷3,9 кг/см². Для увеличения срока службы жидкости 7-50с-3 к азоту предъявляются определённые требования по чистоте. Для сглаживания провалов давления, пульсаций и гидроударов в каждой гидросистеме установлено по поршневому гидроаккумулятору. Для системы аварийного торможения колёс шасси и для аварийной уборки клиньев в/заборника установлены дополнительные гидроаккумуляторы. Температурный режим работы гидросистемы рассчитан на длительную работу при температуре жидкости до +150°С, и допускается кратковременный заброс температуры до 180°С. Для предотвращения чрезмерного роста температуры гидрожидкости в линиях циркуляции насосов обеих гидросистем установлен топливо-жидкостный радиатор (ТЖР) типа 2415Т. Все нагнетающие трубопроводы системы выполнены из нержавеющей стали марки Х18Н10Т, трубопроводы слива и всасывания впереди рамы № 9 и трубопроводы поддавливания — из алюминиевых труб марки АМг2М. В двигательном отсеке после рамы № 9 все трубопроводы г\систем — стальные. Воздушная системаСостоит из трёх самостоятельных систем: основной, аварийной и системы поддавливания радиоблоков. Основная система обеспечивает управление торможением колёс шасси (выполняет командные функции), включение противообледенительной системы фонаря кабины лётчика, герметизацию фонаря, выпуск и сброс тормозного парашюта, управление кранами аварийного слива топлива, перекрывными топливными кранами и заслонками продува генераторов, открытие створок турбостартёров (на самолётах с двигателями Р15БД-300). Аварийная система служит для аварийного выпуска шасси и для аварийного перемещения створок воздухозаборников во взлётно-посадочное положение. Система поддавливания радиоблоков служит для создания избыточного давления в гермокорпусах радиоблоков и повышения их высотности. Источником энергии для всех систем является сжатый воздух в шаровых баллонах, установленных на самолёте: в основной системе баллон ёмкостью 13 литров, в аварийной системе баллон ёмкостью 10 литров и в системе поддавливания блоков установлен баллон ёмкостью 2 литра. Все баллоны заряжаются воздухом централизовано от наземного источника через общий бортовой зарядный штуцер. При температуре окружающей среды +20°С давление зарядки воздухом составляет 130±5 кг/см². Кроме основных баллонов, в системе тормозного парашюта и в системе герметизации отсека предусмотрено по дополнительному баллону, отделёнными от всей системы обратными клапанами. Система управления самолётомСистема управления на МиГ-25 — гидромеханическая, с необратимыми гидроусилителями и механической проводкой. Управление самолётом производится перемещением стабилизатора, элеронами и рулями направления. Для повышения эффективности элеронов половины стабилизатора отклоняются в разные стороны, то есть дифференциально. Силовыми приводами рулей являются двухкамерные необратимые гидроусилители (в описании — бустеры): два БУ-170 на стабилизаторе, один БУ-170Э на оба элерона, и один БУ-190 на оба руля направления. Все эти агрегаты по конструкции одинаковы и отличаются только ходом штока и развиваемым усилием. Управление самолётом лётчик осуществляет от центрального узла управления в кабине, где установлена ручка управления по крену-тангажу и педали путевого управления. Для имитации нагрузки по всем трём каналам управления установлены пружинные загрузочные механизмы. В канале тангажа установлен электромеханический автомат регулирования управления АРУ-9, который автоматически меняет передаточное отношение от ручки к стабилизатору, для изменения диапазона его перемещения и от ручки управления к загружателю, для изменения загрузки ручки, в зависимости от скорости и высоты полёта самолёта. Исполнительный электрический механизм системы АРУ — МПЧС-9. Балансировка управления и снятие усилий производится механизмами триммерного эффекта МП-100М. Кроме функции триммера, электромеханизмы МП-100М используются системой автоматического управления САУ-155 в качестве исполнительных механизмов при отработке траекторных и стабилизационных сигналов управления. Связь центрального узла управления с исполнительными агрегатами осуществляется механической проводкой смешанного типа: тросовая в гроте фюзеляжа и трубчатыми тягами и качалками — в остальных местах. Для автоматического управления полётом на самолёте установлена система автоматического управления САУ-155. Исполнительными механизмами этой системы являются три электрических рулевых агрегата (по курсу, крену и тангажу) типа «раздвижная тяга» РАУ-107А. Некоторые технические характеристики системы управления:
Система кондиционированияВ связи с относительно длительными сверхзвуковыми режимами полёта на МиГ-25 была установлена достаточно мощная и сложная система кондиционирования, поддерживающая заданные температуру и давление в кабине и отсеках самолёта в течение всего полёта. Воздух для системы кондиционирования отбирается за компрессорами обоих двигателей, охлаждается в двух первичных воздухо-воздушных радиаторах, жидкостно-воздушном испарителе (изд. 2436Т), и далее разделяется на две системы (контура): кабинную и отсековую. На расчетном режиме отбирается примерно 800 кг воздуха в час с температурой ~ 400°С и с давлением 1,1 кг/см². В систему питания кабины поступает около 240 кг/ч, а в систему охлаждения отсеков примерно 560 кг/ч. После разделения воздух дополнительно охлаждается: для системы питания кабины — во вторичном ВВР (изд. 5404) и турбохолодильнике 2417Т, для системы отсеков — в турбохолодильнике. СКВ кабины. В кабину воздух поступает под давлением 0,45 кг/см² и с температурой минус 7°С. Давление в кабине лётчика при постоянном наддуве от СКВ поддерживается автоматическим регулятором давления воздуха АРД-57Т, который через выпускной клапан 520Т сбрасывает излишки воздуха из кабины в соответствии с заложенной в АРД программой регулирования. Температура воздуха в кабине поддерживается в диапазоне от плюс 15 до плюс 25 градусов, для чего в системе установлен автоматический (электронный) регулятор температуры АРТ-56-7, управляющий положением заслонки горячего воздуха. Регулятор имеет два режима работы — ручной и автоматический. При ручном регулировании лётчик с помощью нажимного переключателя сам регулирует положением заслонки отбора воздуха, выбирая температуру в кабине по личным ощущениям. В автоматическом режиме лётчик задатчиком температуры устанавливает нужную ему температуру наддува в диапазоне от +15 до +25°С и переводит переключатель в положение «Автомат». До высоты 2000 м давления наддува в кабине нет, обеспечивается свободная вентиляция кабины с избыточным давлением не более 30 мм. рт. ст. С подъёмом на высоту давление в кабине постепенно нарастает до 268 мм. рт. ст. При дальнейшем наборе высоты давление в кабине более не растёт и перепад давления остаётся постоянным. СКВ отсеков. В отсеки воздух подаётся под давлением 0,075 кг/см² и с температурой минус 20°С, через систему трубопроводов. Часть трубопроводов выполнена телескопическими, для температурной компенсации расширения материала. На самолёте имеется девять охлаждаемых отсеков. Отсек № 1 охлаждается воздухом из кабины. В отсеки №№ 2, 3, 4, 5, правую часть отсека №6, в левый отсек №7, в левый и правый отсеки №8 и левый и правый отсеки №6 воздух подаётся из магистрали кондиционирования отсеков. Холодный воздух подаётся непосредственно к патрубкам обдува агрегатов и блоков и после продува выходит в пространство отсека. В результате в отсеках поддерживается температура среды на уровне +35±15 градусов Цельсия. В отсеке №1 поддерживается давление, как в кабине пилота, в отсеках №2, №3 и №4 абсолютное избыточное давление 41 мм. рт. ст., через отсек №5 избыточное давление сбрасывается в атмосферу. Система охлаждающей жидкости не работает на дозвуковых скоростях и малых высотах полёта. Она состоит из двух спиртовых баков, каждый ёмкостью по 125 литров и системы трубопроводов. Полная ёмкость системы 260 литров. Спирт подаётся к испарителю СКВ и генераторам. Подача спирта осуществляется выдавливанием его из баков воздухом, отбираемым от компрессора левого двигателя. Некоторые системы радиооборудования имеют отдельное жидкостное охлаждение:
ВооружениеПерехватчик МиГ-25П[23] является частью комплексной системы перехвата воздушных целей. В состав этой системы входит:
Комплекс обеспечивает атаку на встречных курсах в диапазоне высот 2500-27000 метров при скоростях цели до 1000 и 3000-3250 км/ч, и атаку по задней полусфере на высотах 800-27000 метров при скоростях цели 800-2300 км/ч, в зависимости от высоты полёта. Для поражения воздушных целей типа различных самолётов и крылатых ракет класса «воздух-земля» на самолёте МиГ-25П установлена система ракетного вооружения. Боевые средства перехватчика — ракетное оружие в виде четырёх всеракурсных ракет класса «воздух-воздух», типа Р-40. Ракеты подвешиваются на 4 симметрично расположенные подкрыльевые пусковые установки АПУ-84-46. Эти пусковые установки являются технически сложными электромеханическими и газовыми устройствами. Нумерация АПУ, слева-направо, при виде на самолёт сзади. Ракеты Р-40 изготавливались двух типов: с радиолокационной головкой наведения или с тепловой, в остальном они по конструкции полностью одинаковы. На самолёт подвешивались две ракеты с ТГСН и две с РЛГСН (штатный вариант), или четыре однотипные ракеты с РЛГСН. Пуск ракет был возможен или по одной или серией из двух ракет с интервалом 0,6 сек. Порядок подготовки и пуска ракет всегда одинаков — 2-4-3-1. Других вариантов подвески предусмотрено не было, а иное количество ракет, кроме четырёх, подвешивать — запрещено. Ракета Р-40 (К-40) — это тяжёлая крылатая ракета класса «воздух-воздух», с твердотопливным двигателем, выполненная по схеме «Утка». Крылья и рули ракеты расположены раздельно во взаимно-перпендикулярных плоскостях. Конструкция ракеты выполнена в виде набора отдельных законченных отсеков. В зависимости от модификации ракеты, в головной части устанавливается или полуактивная радиолокационная ГСН типа ПАРГ-12ВВ или тепловая ГСН. ГСН ракет полностью взаимозаменяемые. Радиолокационная ГСН состоит из активного пеленгатора — радиоприёмника с поворотной антенной. Управление ракетой методом пропорционального сближения достигается за счёт непрерывного поступления в автопилот ракеты сигнала, пропорционального абсолютной угловой скорости цели. Подсветка цели выполняется бортовой РЛС самолёта-носителя, также ГСН может наводится самостоятельно на источник радиосигнала цели типа включенной бортовой станции РЭБ. Тепловая ГСН ракеты представляет собой оптико-гироскопическую следящую систему со стабилизацией оптической оси в пространстве. ГСН ракеты непрерывно отслеживает положение антенны РЛС самолёта-носителя, после захвата тепловой энергии цели чувствительным элементом (фотосопротивлением) ГСН переводится в режим самостоятельного слежения за целью. Тепловая ГСН охлаждается газообразным азотом с температурой -160°С. Для питания бортовой аппаратуры вооружения (блоков связи) и аппаратуры ракет на самолёте МиГ-25П был установлен специальный электромашинный преобразователь ПТО-1000/3000. Этот преобразователь выдаёт переменное однофазное напряжение 120 вольт и трёхфазное напряжение 36 вольт, с рабочей частотой 1000 гц. Преобразователь рассчитан на непрерывную работу в полёте не более 30 мин. Установлен в закабинном отсеке оборудования. Разведчик-бомбардировщик МиГ-25РБ мог нести бомбовое вооружение в виде свободнопадающих неуправляемых авиабомб, специально разработанных для внешней подвески сверхзвуковых самолётов. МиГ-25 не имел на борту какого-либо визирного (оптического или радиотехнического) прицельного оборудования, поэтому бомбометание осуществлялось только методом счисления пути по площадным целям с заранее известными координатами, для чего на самолёте был установлен модифицированный навигационный комплекс «Пеленг-ДМ», производивший автоматический сброс бомб (информацию о НК «Пеленг» см. ниже). Максимальная боевая загрузка: четыре тонны — 8 фугасных авиабомб ФАБ-500М-62, но согласно информации из «Руководства по практической аэродинамике МиГ-25РБ», действовало ограничение на максимальную бомбовую нагрузку — не более 2 тонн, и запрет на подкрыльевую подвеску. Бомбометание производилось с высот 20-21 км со скоростью носителя до 2500 км/ч по объектам, удалённым от аэродрома вылета до 560 км. Для подвески бомб на самолёте было смонтировано 4 многозамковых балочных держателя МБД3-У2 с замками Д3У-1: два вдоль под фюзеляжем и два подкрыльевых. Начиная с самолёта с заводским № 020СТ03 подкрыльевые держатели не монтировались, затем стали устанавливать подкрыльевые держатели типа МБД3-У2ТК и ограничение на крыльевую подвеску грузов было снято. Для самолётов модификации МиГ-25РБШ максимальная подвеска была увеличена до 5 тонн и был добавлен третий фюзеляжный балочный держатель МБД3-У2. При выполнении ночного фотографирования на самолёт подвешиваются до 8 фотобомб ФОТАБ-100-140. ОборудованиеВ процессе производства самолёт МиГ-25 непрерывно совершенствовался и дорабатывался, бортовое оборудование менялось на более совершенное или под новые задачи. В разделе ниже будет рассматриваться оборудование перехватчика МиГ-25П первых серий выпуска, и там, где это возможно[24], будет сказано об изменениях в дальнейшей комплектации самолёта. Для монтажа систем и оборудования в фюзеляже самолёта имеется восемь (нумерация условная) герметичных и теплоизолированных охлаждаемых в полёте технических отсеков[25], поименованных как отсеки №№ I, III, IV, V, VI, VII, VIII. Доступ в отсеки осуществляется через гермолюки подхода со съёмными панелями, для доступа в первый отсек носовая часть самолёта целиком откатывается на роликовых каретках по направляющим рельсам.
Системы авиационного оборудованияЭнергосистема. Включает систему постоянного тока на 27 вольт и систему переменного тока. Источники электроэнергии. На самолёте МиГ-25П с двигателями Р15Б-300 установлено два стартёр-генератора постоянного тока ГСР-СТ-21/120КИС, по одному на коробке приводов каждого двигателя. Генератор в стартерном режиме раскручивает свой двигатель при запуске, в генераторном режиме оба генератора работают параллельно на общую шину, с разницей по току не более 50 ампер. Мощности параллельно работающих генераторов хватает для питания всех систем самолёта, а при отключении (отказе) любого одного генератора полноценное питание систем невозможно, автоматически отключаются мощные потребители, без которых возможно продолжение полёта — это РЛС, аппаратура «Лазурь» и агрегаты вооружения. Конструктивно генератор ГСР-СТ-21/120КИС представляет собой электрическую машину постоянного тока со смешанным возбуждением и комбинированной испарительной системой охлаждения. При запуске двигателя генератор работает в режиме электромотора, при этом пускорегулирующая аппаратура установлена на аэродромном спецавтомобиле АПА-100, который подключается при запуске двигателей к борту самолёта через отдельный разъём аэродромного питания ШРА-800-10ВК (2 шт. раздельно для каждого двигателя, между шп. 6-6А снизу по оси симметрии самолёта). При этом аэродромный агрегат питания АПА-100 обеспечивает ток не менее 1200 ампер в течение цикла запуска 40 сек, при этом напряжение на клеммах генератора в процессе раскрутки меняется от нуля до 100 вольт. В генераторном режиме генератор отдаёт в сеть напряжение 28,5 вольт при токе нагрузки до 420 ампер. Постоянство напряжения генератора обеспечивается в диапазоне оборотов ротора 3200÷9000 об/мин, что соответствует от 35 % до 100 % оборотов двигателя. Охлаждение генератора: на земле самовентиляция, в полёте — от скоростного напора воздуха, забираемого из коллектора воздухозаборника двигателя. Для повышения эффективности охлаждения в поток воздуха впрыскивается спиртовой хладагент. В качестве резервного источника электроэнергии постоянного тока используются две параллельно включенные серебряно-цинковые аккумуляторные батареи 15СЦС-45А общей ёмкостью 90 А·ч, которых в случае отказа генераторов хватает на 15 минут полёта. Для наземного питания бортовой сети самолёта предусмотрен стандартный бортовой разъём питания ШРАП-500К, снизу на левом воздухозаборнике. Энергосистема переменного тока состоит из двух генераторов переменного тока нестабильной частоты типа ГО8Ш5, мощностью по 8 квА каждый, по одному на двигателе. Каждый генератор смонтирован на коробке приводов. Для питания переменным током стабильной частоты используются два стандартных преобразователя ПТО-1000-1500, выдающие в сеть однофазный переменный ток напряжением 115 вольт и трёхфазный переменный ток 36 вольт, стандартной частотой 400 гц. Сеть переменного тока построена так, что каждый генератор и каждый преобразователь питает свою группу потребителей. Для наземного питания сети нестабильной частоты в нижней плоскости левого в/заборника установлен разъём аэродромного питания ШРА-200ЛК. Генератор ГО8Ш5 — это четырнадцатиполюсная синхронная электромашина переменного тока с независимым возбуждением от сети самолёта. Линейное напряжение на клеммах генератора — 120 вольт, диапазон изменения частоты от 380 до 1050 гц, при скорости вращения якоря от 3250 до 9000 об/мин. Долговременная мощность — 8 кВт, при токе нагрузки до 66,7 ампера. Охлаждение генератора — комбинированное, путём продува воздухом, забираемом из каналов двигателей, до скорости полёта М менее 1,5. При скоростях более 1,5 охлаждение осуществляется путём впрыска водноспиртовой смеси и её испарения в рабочих объёмах генератора без подачи воздуха. Комбинированный однофазно-трёхфазный преобразователь ПТО-1000/1500 — это электромашинный агрегат с двойным преобразованием энергии. На общем валу смонтирован электромотор постоянного тока, однофазный синхронный генератор на 115 вольт мощностью 1,5 кВт и трёхфазный синхронный генератор на 36 вольт мощностью 1 кВт. Преобразователь работает совместно со своей аппаратурой управление. Охлаждение преобразователя — воздушное, от системы кондиционирования самолёта. На самолёте-разведчике с двигателями Р15БД-300 система электроснабжения принципиально другая: на каждом двигателе установлен генератор постоянного тока ГСР-12КИС и привод постоянных оборотов ППО-20, обеспечивающий стабильность оборотов генератора переменного тока СГК-11/1,5КИС. Оба типа генераторов имеют комбинированную систему охлаждения: До М менее 1,5 они продуваются забортным воздухом, а при достижении числа М равного или более 1,5 продув генераторов воздухом перекрывается и на охлаждение подаётся охлаждённая спирто-водная смесь. Бортовая сеть выполнена проводами разных сечений, марок БПВЛ, БПВЛЭ, ПТЛ-250, МГШВ. Каждый провод снабжён маркировочной биркой, на которой указаны: порядковый номер агрегата, входящего в группу; группу агрегатов оборудования; порядковый номер электрической линии; адрес провода. Светотехническое оборудование состоит из освещения кабины лётчика, аэронавигационных огней, посадочно-рулёжных фар, системы сигнализации опасных режимов СОРЦ-1 и группы сигнальных табло типа Т-10У2 с различными светофильтрами (красные, жёлтые, зелёные). Освещение кабины и подсвет приборов в кабине — красного цвета, с плавной регулировкой яркости. Питание ламп подсвета осуществляется через трансформаторы от сети 115 вольт. Посадочно-рулёжные фары МПРФ-1А выдвижные, имеют по две нити накала, малой и большой мощности. Аэронавигационные огни: на законцовках плоскостей БАНО-64 красный (левый) и зелёный (правый) и хвостовой белый огонь ХС-39. БАНО подключены через блок ГИЦ-1, который обеспечивает проблесковый режим. Приборное оборудование самолёта МиГ-25П состоит из:
Для упрощения контроля показаний на шкалах некоторых приборов нанесены цветные зоны, которые обозначают:
Все аварийные рычаги, тумблеры и кнопки имеют красную окраску. К пилотажно-навигационным системам и приборам относятся:
В состав системы «Полёт-1И» входят:
Система «Полёт-1И» предназначена для:
Пилотирование возможно в автоматическом, полуавтоматическом (директорном) и ручном режимах. На режимах взлёта, дальнего наведения и самонаведения система «Полёт-1И» не участвует (кроме САУ), хотя все входящие в неё системы включены и используются лётчиком в той или иной мере. Система автоматического управления полётом САУ-155П[27] служит для улучшения характеристик устойчивости и управляемости самолёта и автоматизации управления самолётом, что повышает работоспособность лётчика и снижает его утомляемость, повышает безопасность полёта и снижает погодные ограничения применения самолёта. В комплексе с радиотехническими и навигационными системами САУ решает следующие задачи:
Связь САУ с системой управления самолётом осуществляется через рулевые агрегаты РАУ-107А, бустеры и механизмы триммирования. Также САУ имеет связи со следующим оборудованием самолёта:
В комплект системы САУ-155 входят блоки управления, блоки связи, пульты, датчики и проч. Большая часть к-та САУ смонтирована в третьем техническом отсеке. Исполнительными механизмами системы служат рулевые агрегаты управления типа «раздвижная тяга» РАУ-107А, по курсу, по крену и по тангажу. Система воздушных сигналов СВС-ПН-5 предназначена для измерения статического и динамического давлений, и непрерывного решения и выдачи пилотажно-навигационных параметров лётчику (на указатели) и потребителям (в САУ, самолётный ответчик, систему «Ромб-1К»). СВС вычисляет:
Все анероидно-мембранные приборы и устройства подключены к магистрали систем статического и полного давлений приёмников воздушного давления типа ПВД-7. Всего ПВД на самолёте два: основной установлен на штанге в носовой части фюзеляжа, резервный (аварийный) — справа вверху на фюзеляже перед кабиной лётчика. Система курса и вертикали СКВ-2Н-2 — предназначена для определения углов крена, тангажа и ортодромического курса самолёта. В к-т системы входят две курсовертикали КВ-2Н и два блока усилителей изд. 1593. В основу работы системы положен принцип непрерывного снятия сигналов крена, тангажа и курса с гироскопического датчика — невыбиваемой двухгироскопной курсовертикали. Основным режимом работы курсового гироскопа является режим гирополукомпаса ГПК. Уход гироскопа в полёте (дрейф) не превышает 1,5 град/час, поэтому при продолжительности полёта менее полутора часов никакой коррекции гироскопа не требуется. Основные пилотажно-навигационные приборы в кабине лётчика — это навигационно-пилотажный прибор НПП и командно-пилотажный прибор КПП. Система АРУ-9 предназначена для изменения передаточных отношений в проводке управления стабилизатором и в канале загрузки ручки управления в продольном канале. Также с помощью этой системы производится автоматическая коррекция передаточных чисел по угловой скорости самолёта, обеспечивающих в системе САУ-155 заданное значение демпфирования по высоте и скоростному напору. По исполнению система АРУ-9 — это двухканальная потенциометрически-следящая система релейного типа. Топливомер-расходомер весовой ТРВ1-3А (или ТР1-3Б) предназначен для:
ТРВ1-3А конструктивно состоит из расходомера, измеряющего мгновенный расход топлива в основной топливной магистрали и ёмкостного топливомера, измеряющего вес топлива побаково. Шкала прибора УТРЗ-1 в кабине самолёта разградуирована от 0 до 20500 кг, с ценой деления 500 кг. Для правильности изменений имеется кремальера «СТ» ввода сорта топлива: «Т-1» и «Т-6». Расчетная плотность топлива 0,8 г/см³[29], которая контролируется установленным в топливной системе ёмкостным датчиком-плотномером. Если плотность топлива отличается от расчётной (больше или меньше), в показания расходомера через каждые 539 литров расхода вносится автоматическая поправка на погрешность. Аппаратура регистрации параметров полёта К9-51Б регистрирует 8 функциональных параметров и 6 разовых команд. Самописец СРП-9[30] фиксирует параметры на черно-белую неперфорированную фотоплёнку шириной 35 мм. Запас фотоплёнки (ТИП-20) в кассете 14±1 м, при скорости протяжки плёнки 6,8 мм/сек и 2,7 мм/сек. Аварийный контейнер с плёнкой обеспечивает сохранность записи при ударе с перегрузкой 200 G и воздействии температуры до 1000°С в течение 10 мин. Для теплозащиты в корпус контейнера заливается дистиллированная вода в объёме 300 мл. На более поздних сериях самолётов аппаратура полётной регистрации была заменена на более совершенную типа «Тестер-У3». Кислородное оборудование и высотное снаряжение лётчика.  Для обеспечения жизнедеятельности лётчика на самолёте МиГ-25 установлен стандартизированный комплект кислородного оборудования ККО-5, рассчитанный на экипировку пилота в высотно-компенсирующий костюм ВКК-6, вентилируемый костюм ВК-3 и гермошлем ГШ-6. Разрешается выполнять определённые РЛЭ полёты без ВКК, используя защитный шлем ЗШ-3 с кислородной маской КМ-32. Запас газообразного кислорода под давлением[31] 150 кг/см³ находится в 4-х шарообразных баллонах общей ёмкостью 16 литров, смонтированных в 1-м техническом отсеке. Для подсоединения лётчика к самолётным системам на катапультируемом кресле установлен объединённый разъем коммуникаций ОРК-11. Радиоэлектронное оборудованияНа самолёте-перехватчике первоначально было смонтировано следующее РЭО[32]:
Радиолокационная аппаратура перехватчика разрабатывалась в ОКБ-339 по теме «Ураган» (Ураган-5Б-80), далее тема развилась в «Смерч», гл. конструктор — Ф. Ф. Волков. РЛС комплекса перехвата Ту-28-80 (перехватчик Ту-128) именовалась как «Смерч-100», затем она была адаптирована для МиГ-25П и получила шифр «Смерч-А» (далее «Смерч-А2»). В дальнейшем МиГ-25 постепенно модернизировался, устанавливалась более новая и совершенная аппаратура. После угона самолёта в Японию вышло постановление Правительства СССР от 4 ноября 1976 года, в соответствии с которым для МиГ-25 была подготовлена программа глубокой модернизации, соответствии с который заменили бортовую аппаратуру наведения и целеуказания, запросчик-ответчик, командную и связную радиостанции, радиокомпас, радиовысотомер, и проч. В частности, дальнейшая плановая модернизация РЛС «Смерч» разработчиком была прекращена и была разработана новая бортовая РЛС «Сапфир-25». Перехватчик стал называться МиГ-25ПД. Новые самолёты с таким оборудованием не строились, а переоборудовались в процессе ремонта на ремзаводах, получив название — МиГ-25ПДС. На доработанные самолёты, в частности, устанавливались следующие изделия:
Командная радиолиния «Лазурь»КРУ «Лазурь» («Лазурь-М») — это часть автоматизированной системы управления войсками соединения ПВО «Воздух-1», первой в СССР системе подобного рода (на эту тему требуется отдельная статья). Самолёты-истребители, ввиду скромных возможностей аппаратуры, в первую очередь бортовой РЛС, обладали низкими возможностями к самостоятельному поиску воздушной цели. То есть требовалось внешнее целеуказание и наведение. Система «Воздух-1» была принята к разработке в московском НИИ-5, в соответствии с секретным Постановлением Совета Министров СССР № 816-489сс от 27.04.1955 года. 4.04.1957 года система «Воздух-1» была принята на вооружение. Главный конструктор — А. Л. Лившиц. Первым самолётом, который был оборудован аппаратурой внешнего наведения, стал Су-9. В соответствии с ПСМ СССР № 1179-509 от 30.12.1961 г. был создан подвижный вариант системы «Воздух-1П». В дальнейшем система «Воздух» несколько раз модернизировалась. В сильно упрощённом виде: система «Воздух» представляла собой сеть наземных РЛС РТВ, данные от которых непрерывно шли в центр наведения, обрабатывались и передавались на борт самолёта. Система включала:
Радиолиния «Лазурь» состояла из наземного комплекта оборудования, смонтированного на пункте наведения (ПН) авиационного полка и самолётного комплекта. Пункт наведения (ПН) получал информацию с командного пункта (КП) авиационного полка, а тот, в свою очередь — с КП соединения ПВО. Для работы радиолинии используется диапазон 100÷150 МГц. Радиопередающие устройства излучают две жёстко связанные между собой частоты с фиксированной разностью. Величина этой разности (разнос частот) используется в качестве специфического параметра подстройки радиолинии. Обе несущие частоты синфазно модулируются по амплитуде тональными частотами сигналов канала управления. В пределах рабочего диапазона радиолинии можно использовать 118 фиксированных волн. На каждой фиксированной волне можно использовать 8 высокочастотных каналов. По каждому каналу можно одновременно наводить до трёх групп истребителей. Дальность действия радиолинии «Лазурь» при рабочей высоте самолёта-перехватчика – 10 км составляет 350 км. Радиолиния «Лазурь» может выдавать:
Разведывательная аппаратураНа разведчиках использовались 5 стандартных вариантов разведывательной аппаратуры, из которых 1-й, 2-й и 3-й были взаимозаменяемы, варианты № 4 и № 5 были не заменяемы.
В дальнейшем станция СРС-9 «Вираж» по доработке была заменена на более современную СРС-13 «Тангаж», а РЛС БО «Сабля» на аналогичную по назначению станцию «Шомпол». Станция РТР «Куб-3» заменялась на станцию РТР «Шар-25». Аппаратура РЭБРяд самолётов получил станции помех СПС-141÷СПС-143 «Сирень» в различных вариантах. Ближе к концу эксплуатации партия перехватчиков получила противорадиолокационную ракету Х-58У с аппаратурой целеуказания «Сыч-М», станцию ответно-шумовых помех СПС-135 «Лютик» и станцию активных помех групповой защиты «Сирень-1Д-ОЖ» (СПС-151ОЖ). Модификации и модернизации
Тактико-технические характеристики
 Источник данных: Gordon Y., 2007, p. 96, 45; Куликов А., 1978.
На вооружении Состоял на вооружении
Боевое применение ЕгипетДва МиГ-25Р и два МиГ-25РБ в составе 63-го ОАО проходили испытания в Египте, совершая разведывательные полёты с 10 октября 1971 по март 1973 годов над Синайским полуостровом, оккупированным Израилем. Неизвестные самолёты израильтяне сначала называли «МиГ-21 Альфа», «МиГ-23» и «X-500». На случай необходимости бомбометания в Египет были также доставлены специальные бомбы ФАБ-500Т[63]. Израильские истребители F-4 и Mirage III несколько раз совершали вылеты на перехват МиГов, ни в одном случае выпущенные ракеты не попали в цель. Использование израильтянами ЗРК MIM-23 Hawk также оказалось бесполезным[64][65], при этом были вскрыты позиции 10 батарей MIM-23, 3 КП, радиолокационных станций, центра радиопомех и позиции дальнобойной 175-мм артиллерии[63]. МиГ-25 совершили около 20 разведывательных вылетов непосредственно над зоной боевых действий. В каждом случае на перехват поднимались большие группы истребителей F-4 «Фантом»[66], не считая других, только 4 раза и только «Фантомам» удалось к ним приблизиться. Эти случаи произошли[67]:
Полёты «двадцатьпятых» над Синайским полуостровом и Израилем продолжались по июль 1972 года и позволили вскрыть структуру двух линий оборонительных сооружений израильтян на Синайском полуострове, сети ПВО и аэродромов Израиля[69]. Эти данные были использованы египтянами для наступления на оккупированный Синай в 1973 году (Война Судного дня). Командир отряда МиГ-25 Александр Бежевец за успешное выполнение полётов над Израилем, проведённых без потерь, получил звание Героя Советского Союза. Советские МиГ-25 принимали участие на конечном этапе войны Судного дня, совершая разведывательные полёты над Синаем и над Тель-Авивом[источник?]. Было поставлено четыре истребителя-бомбардировщика МиГ-25РБ 154-го ОАО, первый вылет был совершён 22 октября. 15 декабря израильский истребитель «Фантом» смог перехватить советский МиГ-25РБ, но обе выпущенные по нему ракеты AIM-7 не попали в цель[70]. Самолёты вернулись в Советский Союз в мае 1975 года.[71] СирияВ концу 70-х годов в Сирии завершалась подготовка лётчиков на МиГ-25 и в дальнейшем полёты на этих самолётах на этом театре военных действий проводили арабские пилоты. Так, сирийцы применили эти самолёты в составе 50-й авиабригады в ходе войны в Ливане. 13 февраля 1981 года в ходе воздушного боя между одним сирийским перехватчиком МиГ-25ПД и израильскими двумя F-15 и двумя RF-4C, сирийский самолёт был сбит, пилот п/п-к Мухаммад Субхи аль-Муадин погиб. 29 июля 1981 года в ходе воздушного боя между сирийскими двумя МиГ-25ПД и двумя МиГ-21 против трёх израильских F-15 был сбит один сирийский МиГ-25 (пилот к-н Зияд аль-Хафиз спасён) и предположительно один F-15. Израильскими данными потеря не подтверждается. Советский военный эксперт В. Бабич сообщает, что после этого боя сирийское командование вывело МиГ-25ПД за рамки боевых действий, объясняя это тем, что для них нет целей[72]. 31 августа 1982 года совместными усилиями ЗРК Хок и истребителя F-15 был сбит сирийский разведчик МиГ-25Р[73]. Сирийские МиГ-25 регулярно совершали разведывательные пролёты на границе и над территорией Израиля в 1990-х годах. Также они отгоняли израильские истребители, которые периодически залетали за сирийскую границу.[74] ИракВпервые в Ираке МиГ-25 появились в 1973 году, советские самолёты с советскими лётчиками совершали разведывательные полёты над Израилем, Турцией и Ираном.[71][75] Ирано-иракская война  Наиболее интенсивно МиГ-25 использовался в составе ВВС Ирака. Во время ирано-иракской войны (1980—1988) самолёты этого типа активно применялись для воздушной разведки, а также как истребители-бомбардировщики. Иракцы получили первые «МиГи» летом 1979 года и к началу войны в иракских ВВС ещё не было достаточного числа подготовленных лётчиков. 18 августа 1981 года была официально сформирована первая 84-я эскадрилья из 4 МиГ-25РБ. Ирак с конца 1981 года начал применять самолёты МиГ-25РБ для разведки и в дальнейшем для бомбардировки целей в Иране. Иранские исследователи указывали, что попытки перехватить такие самолёты оказались крайне сложными для ВВС Ирана. За время войны истребители F-5 и F-4 совершили сотни безуспешных вылетов на перехват МиГ-25, в большинстве случаев у иранских самолётов кончалось горючее ещё до набора требуемой высоты для открытия огня[76]. Активное применение МиГ-25 началось в 1982 году[77]. 19 марта 1982 года высоколетящая формация «Фантомов» была перехвачена иракским перехватчиком МиГ-25. Один из F-4 был тяжело повреждён ракетой, но смог вернуться на базу; списан самолёт или нет, неизвестно[78]. 3 мая 1982 года МиГ-25ПД сбил ракетой Р-60 самолёт Gulfstream III[англ.] алжирского правительства, нарушивший установленную зону полётов (Иран, на территории которого лежали обломки, обвинил в сбитии Ирак, который официально отверг это обвинение)[79][80]. 24 ноября 1982 года над иранским городом Эйван иракские МиГ-25 сбили высокоманевренный иранский истребитель F-5F[81]. В декабре 1982 года над Багдадом МиГ-25ПД с помощью ракеты Р-40М сбил ещё один иранский F-5E[82]. В дальнейшем МиГ-25 сбили ещё несколько иранских самолётов и вертолётов[83]. В начале 1983 года была сформирована 97-я эскадрилья из перехватчиков МиГ-25. В 1983 году 12 иракских МиГ-25ПД были модернизированы до уровня МиГ-25ПДС. Известен случай, когда иракский МиГ-25ПД сбил иранский транспортный самолёт C-130 «Геркулес», перевозивший оружие из Израиля в Иран[84]. В июне 1983 года иранским перехватчикам F-14A «Томкэт» удалось одержать единственную за войну победу против МиГ-25. В ходе перехвата был сбит безоружный для воздушных боёв разведчик, пилотируемый командиром 84-й эскадрильи ВВС Ирака полковником Абдуллой Фарадж Мохаммадом[85]. В 1985 году была сформирована 96-я эскадрилья из перехватчиков МиГ-25. 21 марта 1985 года во время воздушного боя на высоте 12 км над Сенендеджом иракский МиГ-25 сбил истребитель F-4D ВВС Ирана. Иранский пилот майор Хоссейн Халатбари погиб, оператор старший лейтенант Задех Махалех выжил[81][86]. Иракцы иногда отправляли перехватчики МиГ-25 в роли «разведчиков», иранцы как обычно отправляли истребители на перехват «безоружного разведчика». Например, в такой ловушке 3 июня 1985 погиб пилот иранского истребителя F-5E Хассан Задех. При перехвате предполагаемого «безоружного самолёта» над Тебризом, целью оказался МиГ-25ПДС, который развернулся и сбил преследователя[87]. 17 февраля 1986 года в районе Ахваза иранский военно-транспортный самолёт Fokker F-27 был сбит иракским перехватчиком МиГ-25. Экипаж самолёта составил 53 человека, в том числе пилот — полковник Абдул Баки Дарвиш. Остальные были в основном военные, пилоты боевых истребителей, а также высокопоставленные офицеры, все они погибли[81]. 10 июня 1986 года иракский МиГ-25 над территорией Ирака сбил иранский истребитель RF-4E 11-й разведывательной эскадрильи. Экипаж в составе подполковника Феридуна Зальфакари и майора Мохаммада Нороуджи погиб[81]. 17 января 1987 года произошёл массовый воздушный бой иранских и иракских самолётов. В ходе боя был сбит один иранский перехватчик F-14A, воздушную победу одержал пилот МиГ-25ПДС капитан Аднан Сайед[88]. Всего в ходе войны перехватчики МиГ-25 претендовали на 19 воздушных побед, из них подтверждаются 5 (включая 2 пассажирских самолёта). По последним западным данным по боевым причинам в ходе войны было потеряно только 2 разведчика/бомбардировщика и 2 перехватчика, при этом только 2 из них были потеряны в воздушных боях[89] (а не 10 как заявлялось ранее[90]). Суммарные потери МиГ-25 составили 9 самолётов[91]. Ирак признал боевую потерю лишь одного МиГ-25 в модификации разведчика/бомбардировщика, 25 февраля 1987 года над Исфаханом МиГ-25РБ во время атаки нефтяных объектов был сбит иранским ЗРК HQ-2 (С-75), пилот лейтенант Сайер Собхи Ахмад катапультировался и был взят в плен[92]. Одной из операций иракских МиГ-25 в роли бомбардировщиков стала бомбардировка острова Харк в 1985 году. На острове находились иранские нефтехранилища. Размер острова 1x2,5 км являлся оптимальной целью для системы наведения самолёта МиГ-25РБ. Для поражения нефтехранилищ иракская сторона выделила три самолёто-вылета. В результате бомбардировки были уничтожены нефтяные терминалы, поражена главная цель — нефтехранилища и одна из бомб попала в танкер, стоящий у береговой черты. Таким же налётам подвергались авиабазы возле Тегерана. Иракцы пробовали подвешивать на МиГи французские бомбы, но точность их применения оказалась очень низкой[93][94]. В марте 1985 года, после удара баллистическими ракетами по Багдаду, Ирак передислоцировал четвёрку МиГ-25РБ в Киркук для совершения дальних бомбардировочных рейдов. В течение одного месяца четыре МиГ-25 каждый день совершали взлёт с четырьмя 500 кг бомбами и сбрасывали их на Тегеран, Табриз, Исфахан и Кум. Иранская ПВО ничего сделать с бомбардировщиками не смогла, ни один «МиГ» не был сбит[95]. Сирия во время войны поддерживала иранскую сторону. Боевых действий против Ирака армия Сирии не вела, но производила воздушную разведку. 2 октября 1986 года иракский МиГ-25ПД сбил сирийский МиГ-21Р. Всего с 1979 года Ирак получил 22 МиГ-25ПД/ПДС, 12 МиГ-25РБ и не менее 7 МиГ-25ПУ. В полётах на них было обучено около 40 иракских лётчиков. Некоторые из них имели около 200 боевых вылетов в ходе войны.[96] По оценкам иракских лётчиков, МиГ-25 проявил себя на войне как надёжная, высокоавтоматизированная машина, практически неуязвимая для истребителей и наземных средств ПВО противника, имевшихся у Ирана[97]. Война в Персидском заливе  Иракские МиГ-25 использовались в ходе войны в Персидском заливе в 1990—1991 годах. В 1990 году у Ирака оставалось 19 МиГ-25ПД/ПДС, 9 МиГ-25РБ и 7 МиГ-25ПУ. Перед началом войны с Кувейтом иракские МиГ-25РБ совершили по два разведывательных полёта 11 июля и 1 августа, кувейтская ПВО ничего сделать с нарушителями не смогла. Ещё несколько разведывательных полётов было над Саудовской Аравией. Как указывал командир 17-й танковой бригады Республиканской гвардии генерал Раад Хамдани, чьё подразделение шло во главе удара, снимки сделанные разведчиками сыграли решающую роль в быстром разгроме армии Кувейта. На счету пилота МиГ-25 лейтенанта Зухейра Давуда единственная официальная потеря (если не считать бпла) американской авиации в воздушных боях «Бури в пустыне» — F/A-18, сбитый в первую ночь войны 17 января (его пилот Майкл Спичер долгое время числился пропавшим без вести). Также в первый день был воздушный бой пары МиГ-25ПД и четырёх американских F-15. F-15 выпустили большое количество ракет не добившись ни одного попадания, после чего самолёты разошлись. В дальнейшем иракские самолёты столкнулись с сильным противодействием средств РЭБ, иракцы решили использовать перехватчики для подавления источников РЭБ и увода ударных самолётов коалиции в участки с мощной наземной ПВО. 19 января иракский МиГ-25ПД перехватил ударную группу. Ему удалось увернуться от восьми истребителей F-15E. После этого он запустил три ракеты по самолёту РЭБ EF-111A, ракеты не достигли цели, но ей пришлось прекратить задание, тем самым оставив группу без прикрытия средств РЭП. Потеряв прикрытие, 1 F-15E был сбит старым ЗРК С-75. Таким же образом в этот день ещё один EF-111A был вынужден прекратить своё задание, но ударная группа в этот раз потерь не понесла. В конце 19 января МиГ-25 совершили ещё один вылет на увод американских самолётов «под ЗРК», в этот раз пара американских F-15C (пилоты капитан Ларри Питс и капитан Ричард Толлини) смогла заметить противника и атаковать. Американские пилоты идентифицировали их как перехватчики, однако по иракским данным полёт совершала пара безоружных МиГ-25РБ. Первый «МиГ» (пилот лейтенант Хуссейн Абдул Саттар погиб) был сбит ракетой AIM-7M (ещё одна AIM-9 в цель не попала), второй (пилот капитан Саад Нехме) смог увернуться от 3 ракет, потом получил три прямых попадания 2 AIM-9M и 1 AIM-7M, но всё равно продолжал лететь. Лишь только после запуска 7-й ракеты (AIM-9M) МиГ-25 начал медленно снижаться. Американский пилот хотел окончательно добить самолёт из пушки, но, увидев что пламя двигателей «МиГа» затухло, не стал его добивать; пилот катапультировался[98]. 30 января пара иракских «двадцатьпятых» ракетами атаковала пару F-15. Одна из ракет взорвалась рядом с «Иглом», после чего он развернулся в сторону саудовской границы, наземный пункт контроля проследил путь F-15 и отметил что самолёт рухнул в 40 километрах от границы. Позже иракцы нашли обломки F-15 в том же месте про которое говорил пункт контроля, но американцы своих потерь в этом бою не подтверждали. МиГ-25 развернулись и стали возвращаться на базу. На помощь подошли два F-15, совместно они выпустили десять ракет «воздух-воздух» по отступающему противнику, ни одна из ракет не достигла цели.[83][99][100][101][102]. По американским заявлениям один МиГ-25 разбился на территории Ирана, без указания подробностей. Не уточняется и что он там делал, так как для перелёта в Иран ни один МиГ-25 не отправлялся[103]. В целом за время войны было потеряно 19 иракских МиГ-25 из 35, при этом только 2 из них были сбиты[104][105]. Другие конфликты Между войнами 1991 и 2003 годов иракские МиГ-25 имели множество столкновений с авиацией коалиции, в ходе которых была одержана одна воздушная победа и потерян один «МиГ». Известные инциденты:
Война в Ираке 2003 года В войне 2003 года иракские МиГи, как и другие типы самолётов, не участвовали. После её окончания американские солдаты обнаружили на авиабазе Аль-Такаддум несколько МиГ-25, зарытых в песке. Ливия Первые МиГ-25 в Ливии появились в начале 1977 года. Пятёрка советских МиГ-25Р выполняли разведку судоходства стран НАТО. Ливия использовала МиГ-25 во время Чадско-Ливийского конфликта. Они несколько раз встречались с американскими истребителями F-14. Ливийцы заявляли об уничтожении по меньшей мере двух F-14, хотя в реальности это были перехваты без применения оружия[100][108]. В 2015 году один МиГ-25 ополчения Рассвета Ливии разбился по техническим причинам (по другим заявлениям сбит) при попытке нанесения бомбового удара по гражданскому аэропорту в Зинтане[109]. ИндияВ 1981 году в Индию были поставлены 6 разведчиков МиГ-25РБ и 2 учебных разведчика МиГ-25РУ. В конце мая 1997 года индийский МиГ-25 пролетел над центром столицы Пакистана — Исламабадом, перепугав его жителей. Поднявшиеся на перехват истребители F-16 ничего не смогли сделать с нарушителем. Индийские МиГ-25 широко использовались для проведения разведки во время Каргильской войны в 1999 году и во время операции «Пакарам». Церемония снятия с вооружения МиГ-25 состоялась 1 мая 2006 года[110][111][112][113]. СССР и постсоветское пространствоМиГ-25 использовались в попытках перехватить американские разведчики SR-71, вторгавшиеся в воздушное пространство СССР. Американский пилот Ричард Грахам вспоминал случай, когда его пытались перехватить сразу три МиГ-25 у Камчатского полуострова[114]. В 1970-е годы советские разведчики МиГ-25 выполняли глубокие разведывательные полёты над Ираном[115]. Истребителям F-4D ни разу не удалось перехватить советские самолёты[116], истребители F-4E подбили один МиГ-25Р в 1976 или 1977 году ракетой AIM-7E, МиГ успел долететь до территории СССР, прежде чем упал[117][118]. МиГ-25 также применялись во время Афганской войны, армяно-азербайджанской войны в Нагорном Карабахе и в Чечне. В Афганистане на 1986 год на аэродроме в Шинданде находилось 10 советских разведчиков МиГ-25РБ[119]. Потерь в ходе войны не имели[120]. Во время конфликта в Карабахе известен случай сбития азербайджанского МиГ-25 (пилот Ю. Беличенко) ракетой ПЗРК «Стрела». Всего ВВС Азербайджана в Карабахской войне потеряли не менее 3 самолётов МиГ-25[121][122]. По азербайджанским данным 2 МиГ-25 было сбито, 2 разбилось и 1 был угнан в Армению, погиб один пилот Эльхан Вердиев[123]. Последнее боевое применение МиГ-25 было зафиксировано в 2000 году. Из состава 609-й авиабазы г. Балхаш СВО ВС РК (бывший 39-й отдельный разведывательный Никопольский ордена Александра Невского авиационный полк) были применены два самолёта МиГ-25РБ, по согласованию с Кыргызской Республикой, для разведки состава сил боевиков Исламского движения Узбекистана в ходе Баткенских событий. Самолёты тогда работали с аэродрома Луговое.[124] АлжирВ начале 1980-х годов первые МиГ-25 получил Алжир. Марокканские самолёты, ведущие войну с Полисарио, постоянно совершали провокационные полёты на границе, в 1982 году в ходе учений вместе с ними такие же полёты стали совершать самолёты ВВС США. Во время одного из таких учений алжирский МиГ-25РБ пересёк границу Марокко и пролетел через всю территорию страны, затем развернулся и пролетел в обратную сторону. После этого случая полёты на границе прекратились. В 1983 году алжирский «МиГ» снова пролетел над Марокко.[125] Угон МиГ-25 в ЯпониюУтром 6 сентября 1976 года, при выполнении планового полётного задания в составе пары, старшим лётчиком 530-го истребительного авиационного полка 11-й отдельной армии ПВО старшим лейтенантом Виктором Беленко был угнан в Японию самолёт-перехватчик МиГ-25П. 530-й истребительный авиационный полк на тот момент дислоцировался на аэродроме Соколовка (село Чугуевка Приморского края) — центральная часть Приморья, примерно 190 км на северо восток от г. Владивостока. Виктор Беленко посадил перехватчик в аэропорту г. Хакодате, расположенном на юге острова Хоккайдо. При посадке самолёт получил незначительные повреждения передней стойки шасси, выкатившись за пределы ВПП на 240 метров. Аэропорт был взят под охрану полицией, а Беленко взят под стражу — ему было предъявлено обвинение о незаконном пересечении границы и владение огнестрельным оружием в нарушение законодательства[126]. На допросах Виктор Беленко заявил, что просит политического убежища в США. МИД СССР затребовал возвращение самолёта и пилота на территорию СССР. Опасаясь захвата самолёта или его уничтожения со стороны СССР, были приведены в повышенную боевую готовность Силы самообороны Японии и Морские силы самообороны (JMSDF), непосредственно для обороны аэропорта был поднят по тревоге местный гарнизон наземных сил самообороны Японии, расквартированный в г. Хакодате, на территорию аэропорта вошли 200 человек военнослужащих с бронетехникой. Морские силы самообороны развернули 3 корабля со стороны Японского моря и 2 корабля со стороны Тихого океана, также под охрану была взята акватория порта Хакодате тральщиком и торпедными катерами. 9 сентября угнанный самолёт был передан полицией под юрисдикцию Агентства обороны Японии. К 25 сентября МиГ-25 был частично разобран и перевезен транспортным самолётом Lockheed C-5A ВВС США из Хакодате на авиабазу Бейли (аэродром воздушных сил самообороны Японии Ибараки, на севере г. Токио). На авиабазе самолёт был тщательно изучен профильными специалистами из Японии и США, в частности привлекались инженеры авиастроительной фирмы Lockheed Corporation. 2 октября 1976 года японское правительство объявило, что отправит морем разобранный самолёт из порта Хитачи в Союз, и выставило Правительству СССР счет на 40 млн долларов США за услуги по упаковке и за ущерб аэродрому в Хакодате. СССР ответил просьбой вернуть самолёт на советском транспортном самолёте. Японское правительство отказалось, настояв на своих условиях[источник?]. 15 ноября 1976 года ящики с разобранным самолётом были загружены на советское грузовое судно и перевезены морем в порт Владивосток. СССР пытался взыскать с правительства Японии за потерю боевого самолёта 10 млн долларов США, но все претензии остались без ответа. Дипломатический скандал не раздувался по причине того, что в тот момент наметились заметные улучшения в Советско-Японских отношениях и ни одной из сторон не было выгодно провоцировать конфликт. Последствия инцидента в СССРПо результатам расследования был проведён комплекс мероприятий организационного плана и наказан ряд лиц из числа руководящего состава ВВС ПВО. Было заострено внимание на убогих бытовых условиях офицеров, которые работая в служебное время на самой современной и дорогостоящей технике, после службы были вынуждены ежедневно и бесконечно решать самые примитивные бытовые проблемы — вода, дрова, помои. В гарнизоне Соколовка началось строительство капитального жилья и объектов коммунального обеспечения. Угон МиГ-25 послужил толчком к скорейшему завершению работ по замене на всех самолётах системы государственного опознавания типа «Кремний» на современную, со значительно более сложным алгоритмом кодирования — изделие 62 «Пароль»[127]. Военные ЛА в конечном итоге были полностью переоборудованы, но в связи с распадом СССР гражданские самолёты были переоборудованы лишь частично. После того, как угнанный МиГ-25 вернули в СССР, он был отправлен на изучение на Горьковский авиазавод, а затем, в разобранном состоянии, — в Даугавпилсское высшее военное авиационное инженерное училище. В ДВВАИУ самолёт использовался в качестве тренажёра, а в конце 1980-х годов был списан и разобран на сувениры. Дальнейшая судьба пилота-дезертираВиктор Беленко получил гражданство США. Закон о гражданстве для Беленко был принят Конгрессом и подписан президентом Джимми Картером 14 октября 1980 года как Частное право 96-62. Виктор Беленко написал в соавторстве в журналистом Джоном Дэниелом Бэрроном автобиографическую книгу: «MiG Pilot: The Final Escape of Lieutenant Belenko». 24 сентября 2023 года гражданин США Беленко В. И. скончался в доме престарелых в г. Роузбад, штат Иллинойс, США, в возрасте 76 лет. Сохранившиеся экземпляры МиГ-25В России
В других странах
Аварии и катастрофы
В кинематографеИспытания и угон МиГ-25 на Запад фигурируют в мини-сериале 2005 г. «Небесная жизнь». МиГ-25 был показан в художественном фильме «Три процента риска» (1984) с Кириллом Лавровым в главной роли. См. также
Примечания
Литература
Ссылки
|
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
.svg){kind=small}
.jpg)
.jpg)
.svg){kind=small}
.svg){kind=small}
Portal di Ensiklopedia Dunia
