Штурмовик су-25 icon

Штурмовик су-25



НазваниеШтурмовик су-25
Дата конвертации16.08.2012
Размер313,1 Kb.
ТипРеферат
Штурмовик СУ-25


Четверть века назад Генеральным конструкторам П.О.Сухим была одобренаидея создания легкого самолета-штурмовика (ЛСШ) и дано указание напроведение работ по формированию облика самолета.-прообраза ныне всимирноизвестного штурмовика СУ-25 и его многочисленных модификация. Идея создания специализированного штурмовика ,предназначенного длянепосредственной авиационной поддержки сухопутных войск на поле боя,сформировалась на основе всестороннего анализа:-опыт применения штурмовой авиации во II-й мировой войне и локальныхконфликтах пятидесятых шестидесятых годов;-состояние парка и боевых возможностей зарубежной и отечественнойтактической авиации-как использовавшейся ,так и предназначавшейся длярешения штурмовых задач; состава и характеристик объектов сухопутных войск (СВ) вероятногопротивника на поле боя и в ближней тактической глубине; организации системы противовоздушной обороны (ПВО) СВ и еехарактеристик ;-американской программы AX по созданию самолета- штурмовиканепосредственной поддержки сухопутных войск (уже в ходе разработки проекта) Анализ убедительно свидетельствовал о необходимости проведения работпо созданию специализированного штурмовика. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА По своей аэродинамической компоновке штурмовик Су-25 - самолет,выполненный по нормальной аэродинамической схеме, с высоко расположеннымкрылом. Аэродинамическая компоновка самолета настроена на получениеоптимальных характеристик на дозвуковых скоростях полета. Крыло самолета имеет трапецевидную форму в плане, с угломстреловидности по передней кромки 20 градусов, с постоянной относительнойтолщиной профиля по размаху крыла. Крыло самолета имеет площадь плановойпроекции 30,1 м.кв. Угол поперечного V крыла составляет - 2,5 градуса. Выбранные законы по размаху крутки и кривизны профиля обеспечилиблагоприятное развитие срыва потока на больших углах атаки, которое,которое начинается вблизи задней кромки крыла в его средней части, чтоприводит к значительному увеличению момента на пикировании и естественнымобразом препятствует попаданию самолета на закритические углы атаки. Нагрузка на крыло выбрана из условий обеспечения полета у земли вусловиях турбулентной атмосферы не скоростях вплоть до максимальнойскорости полета. Так как исходя из условий полета в турбулентной атмосфере нагрузка накрыло достаточно высока, то для обеспечения высокого уровня взлетно-посадочных и маневренных характеристик необходима эффективная механизациякрыла. Для этих целей на самолете реализована механизация крыла, состоящаяиз выдвижных предкрылков и двухщелевых трехсекционных (маневр-взлет-посадка) закрылков. Приращение момента от выпущенной механизации крыла, парируетсяперестановкой горизонтального оперения. Установка на концах крыла контейнеров (гондол), в хвостовых частяхкоторых расположены расщепляющиеся щитки, позволила увеличить величинумаксимального аэродинамического качества. Для этого оптимизирована формапоперечных сечений контейнеров и место их установки относительно крыла.Продольные сечения контейнеров представляют собой аэродинамический профиль,а поперечные сечения - овальные с уплотненной верхней и нижнейповерхностями. Испытания в аэродинамических трубах подтвердили расчетыаэродинамиков на получение при установке контейнеров более высоких значений[pic]макси-мального аэродинамического качества. Тормозные щитки, установленные в крыльевых контейнерах, удовлетворяютвсем стандартным требованиям к ним - увеличению сопротивления самолета неменее чем вдвое, при этом их выпуск не приводит к перебалансировке самолетаи уменьшению его несущих свойств. Тормозные щитки выполненырасщепляющимися, что позволило увеличить их эффективность на 60%. На самолете применен фюзеляж с боковымим нерегулируемымивоздухозаборниками с косым входом. Фонарь с плоским лобовиком плавнопереходит в гаргрот, расположенный на верхней поверхности фюзеляжа. Гаргротв хвостовой части фюзеляжа сливается с хвостовой балкой, разделяющейгондолы двигателей. Хвостовая балка - платформа для установкигоризонтального оперения с рулем высоты и однокилевого вертикальногооперения с рулем направления. Хвостовая балка заканчивается контейнеромпарашютно-тормозной установки (ПТУ). Аэродинамическая компоновка штурмовика Су-25 обеспечивает:- получение высокого аэродинамического качества в крейсерском полете ибольших коэффициентов подъемной силы на режимах взлета и посадки, а такжена маневрировании;- благоприятное протекание зависимости продольного момента по углу атаки,что препятствует выходу на большие закритические углы атаки и, тем самым,повышает безопасность полета;- высокие маневренные характеристики при атаке наземных целей;- приемлемые характеристики продольной устойчивости и управляемости на всехрежимах полета;- установившийся режим пикирования с углом 30 градусов при скорости 700км/час. Высокий уровень аэродинамического качества и несущих свойствобеспечили возможность возвращения самолета с большими повреждениями нааэродром. КОМПОНОВКА И КОНСТРУКЦИЯ ФЮЗЕЛЯЖА Фюзеляж самолета имеет эллипсовидное сечение, выполнен по схемеполумонокок. Конструкция фюзеляжа сборно-клепанная, с каркасом, состоящимиз продольного силового набора - лонжеронов, балок, стрингеров ипоперечного силового набора - шпангоутов. Технологически фюзеляжразделяется на следующие основные части:- головную часть фюзеляжа с откидным носком, откидной частью фонаря,створками передней опоры шасси;- среднюю часть фюзеляжа со створками главных опор шасси ( к средней частифюзеляжа крепятся воздухозаборники и консоли крыла);- хвостовую часть фюзеляжа, к которой крепятся вертикальное игоризонтальное оперение. Контейнер тормозного парашюта представляет собой законцовку хвостовойчасти фюзеляжа.Эксплутационных разъемов фюзеляж самолета не имеет. В конструктивно-компановочном плане головную часть самолета можноразделить на следующии отсеки:-носовую часть фюзеляжа,расположенную перед кабиной и представляющую изсебя негермитичный водозащещенный отсек радиоэлектронногооборудования,имеющую сборно-клепную конструкцию и не разъемный стык скабиной.Для обеспечения[pic]доступа к радиоэлектронному оборудования,размещенного в отсеке,на боковыхповерхностях носовой части физюляжа выполнены быстросъемные люки,а впередней части откидной носок ,который откидывается вверх ,а в закрытомвиде фиксируется с помощи направляющих штырей и замков; кабину с фонарем летчика ,изготовленную из тетановых плит,сваренныхмежду собой.В стенках кабины имеются отверстия для прохода коммуникаций игнезда для такелажных узлов.На полу кабины установлена поперечнаябалка,воспренемающая нагрузку от узлов крепления подкоса передней опорышасси.На задней стенки кабины установлены направляющие рельсы кресла. Вкабине установлены приборные доски и пульты,органы управления самолетом идвигателем,катапультное кресло летчика.На левом борту самолета установленаоткидная подножка,ниша которая имеет коробчетое сечение.Кабина выполненанегерметичной,пылезащещенной с избыточным давлением 0,03-0,05атмосфер.Плита авиационной титановой брони,из которых сварена кабина имееттолщину от 10 до 24 мм.Потери избыточного давления в кабине сведены доминимум за счет герметизации швов и стыков, уплотнение выходов тяг итрубопроводов;ненадувного уплотняющего шланга по всему периметру разъема наоткидной части фонаря;-фонарь летчика состоит из неподвижной передний и откидной частей.Откиднаячасть фонаря крепится на фюзеляже с помощьюзамков,жестко закрепленных на подфонарной раме и на левом боковом профилеоткидной части. закрытия Открытие фонаря производится в ручную.Подвижнаячасть откидывается при эксплуатации вправо.При аварийном сбросе фонарьоткидывается назад.- негерметичный подкабинный отсек, расположенный между 4-м и 7-мшпангоутами, в котором установлена авиационная пушка калибра 30 мм спатронным ящиком, системой сбора звеньев и выброса стрелянных гильз иразмещена встроенная лебедка для подъема и опускания патронного ящика.Пушка установлена на силовой балке, прикрепленной к полу кабины и кпередней консольной белке;- нишу передней опоры шасси, расположенную частично в подкабинном отсеке ичастично в закабинном. Нишу окантовывают бимсы. Снизу ниша закрываетсядвумя створками. Для защиты радиоэлектронного оборудования, расположенногов закабинном отсеке, в нише колеса установлен защитный кожух, выполненныйсъемным для облегчения доступа к оборудованию;- закабинный отсек, расположенный между кабиной (шпангоут 7) и переднимтопливным баком (шпангоут 11), представляет собой[pic]пылевлагозащищенный отсек радиоэлектронного оборудованию Для обеспечениядоступа к оборудованию на верхней и боковых поверхностях головной частифюзеляжа имеются быстросъемные люки. На левом борту в нише бакабинногоотсека расположена встроенная откидная трехсекционная стремянка,предназначенная для входа в кабину и подъема на центральную часть фюзеляжаи крыло без использования неземных средств. Средняя часть фюзеляжа в конструктивно-компоновочном плане делится наследующие отсекам:- передний топливный бак, собранный из клепанных (за исключением нижней -фрезерованной) панелей, расположен между 11-м и 18-м шпангоутами. Длядоступа внутрь бака на боковой поверхности имеется люк. В верхней частитопливного бака имеется дополнительная надстройка, на верхней поверхностикоторой расположены агрегаты топливной системы, в том числе заливнаягорловина;-расходный топливный бак расположен между 18-м и 21-м шпангоутами. В нижнейпанели бака выполнен люк для обеспечения доступа внутрь бака. Крышка люкавыполнена из бронеплиты, В задней стенке бака расположен круглыйтехнологический люк;- центроплан, установленный сверху, в средней части фюзеляжа, служит длякрепления консолей крыла. Центроплан представляет из себя топливный бак-отсек, часть расходного бака. Состоит из верхней и нижней фрезерованныхпанелей, соединенных между собой нервьюрами и передней и задней стенками итехнологическими люками в них. Консоликрыла крепятся к центроплану при помощи фланцевого стыка по контуру силовыхнервюр;- ниши главных опор шасси. расположенные под передним топливным баком(между 12-м и 18-м шпангоутами) слева и справа от плоскости симметриифюзеляжа. Верхняя часть ниши главных опор ограничена воздушными каналами.Ниша каждой главной опоры шасси закрыта тремя створками;- негерметичный, водозащитный гаргрот, расположенный в верхней частифюзеляжа над передним топливным баком и центропланом между 11 и 20шпангоутами. Гаргрот служит для размещения трубопроводов дренажа и наддувабаков топливной системы, жесткой проводки системы управления самолетом идругих коммуникаций. Гаргрот разделен двумя продольными стенками на трисекции - центральную и две боковые;- воздушные каналы, проходящие через среднюю часть фюзеляжа отвоздухозаборников к мотоотсекам двигателей. Воздушные канады проложены вфюзеляже с зазором относительно топливных баков и опираются на шпангоутыфюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляжа конструктивно-компоновочно делится наследующие отсеки:- хвостовую балку-платформу для установки вертикального и горизонтальногооперения. Силовой каркас балки образован поперечным набором шпангоутов ипродольным набором верхних, средних и нижних лонжеронов и стрингеров.Хвостовая балка состоит из отсеков, в которых размещено оборудованиесамолетных систем и систем двигательной установки, а также силовой приводперестановки стабилизатора и контейнер тормозных парашютов. Негерметичный,водозащищенный отсек оборудования расположен в хвостовой балке между 21-м и35-м шпангоутами. Верхняя секция обшивки хвостовой балки перед килемвыполнена в виде съемных крышек люков. На нижней поверхности балки такженаходятся люки с откидными крышками на замках или болтах. По бортам балкиимеются съемные люки для подхода к узлам подвески двигателей. Узлы навескивертикального оперения и стабилизатора установлены на силовых шпангоутахбалки. На боковых поверхностях хвостовой балки установлены обтекатели (зализы) гондол двигателей;- две негерметичные мотогондолы двигателей, расположенные по бортамхвостовой балки фюзеляжа. Каждая мотогондола состоит из несъемной части,состыкованной с хвостовой балкой фюзеляжа, и съемной части - хвостовогокока. На силовых шпангоутах мотогондол установлены узлы креплениядвигателей. Внутренними стенками мотогондол служат боковые стенки хвостовойбалки фюзеляжа. нижняя поверхность несъемных частей мотогондолы состоит изпереднего и заднего откидных капотов, обеспечивающих доступ к двигателю. Намотогондолах имеется ряд эксплуатационных люков. На верхней поверхностикаждой мотогондолы установлено по одному воздухозаборнику охлаждениядвигательного отсека. КОМПОНОВКА И КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛА На штурмовике Су-25 установлено свободгнонесущее,высокомеханизированное крыло малой стреловидности и большого удлинения. Крыло состоит их двух консолей, соединенных с центропланом,составляющим одно целое в фюзеляжем. Крыло выполнено по кессонной схеме,поэтому силовую основу каждой консоли составляет кессон, к которомукрепятся носовая и хвостовая части консоли. На торцах консолей установленыгондолы с тормозными щитками. Кессон крыла воспринимает все внешние нагрузки и передает их нацентроплан. Кессон крепится к центроплану болтами посредством фланцевогостыка по контуру бортовой нервюры. Кессон состоит из переднего и заднего лонжеронов, верхней и нижнейпанелей и нервюр. Внутренняя часть кессона, ограниченная лонжеронами инервюрами, выполнена герметичной и является топливным баком-отсеком. На каждой консоли крыла установлено по пять точек подвескивооружения. Основные передние узлы точек подвески установлены по силовымнервюрам на переднем лонжероне со стороны кессона. Из пяти держателей,установленных на каждой консоли крыла, четыре взаимозаменяемых держателятипа БДЗ-25, обеспечивающих пременение всех видов бомбардировочного,ракетного и артиллерийского вооружения, и подвесных топливных баков; одинпилон-держатель, предназначенный для установки пускового устройства АПУ-60для управляемых ракет класса “воздух-воздух” Р-60. Все держатели крепятся ккрылу при помощи шкворневых соединений. В носовой части крыла расположены тяги управления элеронами, системауправления предкрылками, жгуты системы управления вооружением, идущие кдержателям, электропроводка. Силовой набор носовой части состоит из носков,верхней и нижней обшивок. Часть носков выполнена силовыми, и на нихустановлены опорные элементы, по которым скользят рельсы предкрылков при ихвыдвижении и уборке. Хвостовая часть консоли расположена между кессоном и задней стенкой.В хвостовой части расположены выходные патрубки трубопроводов топливнойсистемы, трубопроводы и агрегаты гидравлической системы управлениязакрылками, тормозными щитками, бустера управления элеронами. В хвостовойчасти по осям гидроцилиндров управления закрылками установлены обтекателигидроцилиндров, состоящие из двух частей: неподвижной, закрепленной нанижней части консоли, и подвижной, закрепленной на гидроцилиндре управлениязакрылком. Силовой набор хвостовой части состоит из диафрагм, верхней инежней обшивок, В хвостовой части расположены кронштейны навески закрылкови элеронов. На конце каждой консоли крыла установлены гондолы с тормознымищитками. Тормозные щитки расположены в хвостовой части гондолы и являютсяее естественным продолжением. верхние и нижние основные щитки кинематическисвязаны между собой и открываются вверх и вниз на одинаковый угол, равный55 градусам. Привод щитков гидравлический. Верхний и нижний основные щиткиимеют дополнительные щитки, которые кинематически связаны с каркасомгондолы. При отклонении основных щитков одновременно отклоняются идополнительные, и, при максимальном угле открытия основных щитков, равном55 градусам, дополнительные щитки отклоняются на угол 90 градусовотносительно наружной плоскости основных щитков. Площадь тормозных щитковсоставляет 1,2 кв.м. Крепление гондол к крылу осуществляется контурным угольником поверхней и нижней панелям кессона крыла и фитингами со стенками лонжеронов. На нижней поверхности гондол установлены фары, а на боковойповерхности с внешней стороны - бортовые аэронавигационные огни и разъемыназемного переговорного устройства. На гондолы устанавливаются такжепротивобликовые щитки, предназначенные для защиты кабины от засветкифарами. На каждой консоли крыла установлен пятисекционный предкрылок,двухсекционный закрылок и элерон. Предкрылок установлен по всему размаху консоли. каждая секцияпредкрылка имеет по два рельса дл навески на носовую часть консоли.Управление предкрылком обеспечивается двумя приводами. В корневой частитретьей секции предкрылка имеется ступенька по теоретическому контуру,образующая “зуб” по передней кромке предкрылка. Конструкция предкрылкасостоит из диафрагм, в том числе силовых, по которым крепятся рельсы, вверхней и нижней обшивок. Секции предкрылка соединяются между собойштырями. Угол отклонения на маневре - 6 градусов, на взлете и посадке - 12градусов. Обе секции закрылка каждой консоли двухщелевые, сдвижные, сдефлектором. Внутренние и внешние секции закрылка попарно взаимозаменяемы.Закрылки установлены на кронштейнах хвостовой части крыла на стальныхползунах и на роликах-ловителях. Силовой набор каждой секции закрылка состоит из лонжерона, двухсиловых рельсовых нервюр, силовой преводной нервюры, диафрагм, верхней инежней обшивок. Все секции закрылков взаимозаменяемы. Над любой частью закрылка закреплен неподвижно связанный с нимдефлектор. Предкрылки и закрылки трехпозиционные, имеют положения:полетное, маневренное и взлетно-посадочное. Угол отклонения закрылка наманевре - 10 градусов, на взлете и посадке - 40 градусов. Элерон крыла расположен в концевой части крыла. Элерон имеет триузла навески и осевую компенсацию. Силовой набор элерона состоит из лонжерона, передней стенки, набораносков и нервюр, верхней и нежней обшивок, лобовиков и балансирами ихвостового профиля. Балансиры прикреплены к передней стенке элерона. Углаотклонения элерона + - 23 градуса. КОНСТРУКЦИЯ ОПЕРЕНИЯ Горизонтальное оперение самолета Су-25 состоит их двух консолейстабилизатора и центроплана, составляющих единое целое. Стабилизатор имееттри установочных положения и управляется с помощью привода. Стабилизаторнавешивается двумя узлами на силовой шпангоут хвостовой балки, имеетпоперечное V, равное +5 градусов. Продольный набор стабилизатора состоит из двух неразъемныхлонжеронов, передних стенок, стрингеров, поперечный набор - из нормальных исиловых нервюр. На силовых нервюрах установлены узлы навески стабилизатораи его привода. К переднему лонжерону стабилизатора крепятся несъемныелобовики. Руль высоты состоит из двух раздельных половин, связанных междусобой карданным валом. На каждой половине руля высоты установлен бустер, ана правой половине дополнительно установлен триммер. Руль высоты имеет аэродинамическую компенсацию и весовуюбалансировку. Каждая половина руля высоты навешивается на стабилизатор потрем узлам. Триммер и бустера также имеют аэродинамическую компенсацию и весовуюбалансировку. Вертикальное оперение самолета состоит из киля, руля направления идемпфера рыскания. Киль состоит из центральной силовой части, лобовика и радиопрозрачнойзаконцоки. Продольный набор центральной силовой части киля состоит из трехлонжеронов, передней стенки и стрингеров, поперечный набор - из нервюр, втом числе силовой бортовой нервюры и замыкающей концевой нервюры по стыку срадиопрозрачной законцовкой. Киль крепится к фюзеляжу по трем силовымшпангоутам. Лобовик киля съемный и крепится на болтах к передней стенкесиловой части. В верхней части киля ниже радиопрозрачной законцовки установленхвостовой аэронавигационный огонь. в киле установлены блоки регистрацииполетных параметров системы “Тестер”. В основании киля установленывоздухозаборники системы охлаждения генераторов. Руль направления имеет аэродинамическую и весовую компенсацию,навешивается на киль на трех узлах. На руле направления расположен триммери кинематический сервокомпенсатор. На задней кромке руля направленияустановлены балансировочные пластины. Конструктивно руль направления состоит из лобовика, передней стенки,лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля. Демпфер рыскания - верхняя часть руля направления - имеетаэродинамическую и весовую балансировку, навешивается на киль на двухшарнирных опорах. Демпфер рыскания состоит из лобовика, передней стенки,лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля. КОНСТРУКЦИЯ ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ На самолете Су-25 установлены нерегулируемые боковые воздухозаборникис косыми овальными входами, представляющие собой передние части воздушныхканалов двигателей. Для уменьшения потерь полного давления на входе в компрессордвигателя при работе на месте и при малых скоростях полета,воздухозаборники имеют скругленные входные кромки. Между бортами фюзеляжа и воздухозаборниками расположены дозвуковыеклинья слива пограничного слоя, накопившегося на поверхности фюзеляжа, иимеющие ширину 60 мм. Для улучшения работы воздухозаборника на большихуглах атаки, плоскость входа воздухозаборника скошена при виде сбоку на 7градусов. Воздухозаборники имеют сборно-клепанную конструкцию. носоквоздухозаборника имеет продольные диафрагмы для увеличения жесткостиконструкции на входе воздушного канала. Внутренняя обшивка воздухозаборникаподкреплена кольцевыми шпангоутами, воспринимающими нагрузку разрежения идавления в воздушном канале. В верхней части каждого воздухозаборника, над воздушным каналомрасположены отсеки самолетного оборудования. доступ к которымобеспечивается через съемные люки. На верхней поверхности правоговоздухозаборники установлен заборник воздухо-воздушного радиатора системыкондиционирования. ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с носовым колесом.Главные опоры шасси расположены под средней частью фюзеляжа и убираются вниши фюзеляжа движением вперед-против полета и к плоскости симметриисамолета. Передняя опора движением назад-по полету убирается в нишу,расположенную частично в подкабинном и частично в закабинном отсеках.Передняя опора шасси смещена относительно оси симметрии самолета, чтообусловлено ее совместным размещением со встроенной пушечной установкой вподкабинном отсеке. Ниши главных и передней опор закрываются створками. Створки имеюткинематические приводы закрытия на земле и в полете. На главных опорахшасси установлено по одному тормозному колесу типа КТ-136Д сширокопрофильными пневматиками 840х360 мм. На передней опоре шассиустановлено нетормозное колесо типа КН-21 с пневматикам 660х200мм. Рычажная подвеска колес основных и передней опор обеспечиваетамортизацию шасси от вертикальных и боковых сил. В выпущенном положенииосновные опоры самолета фиксируются замками звеньев складывающихсяподкосов. Для улучшения маневренности самолета при движении по земле примененасистема поворота колеса передней опоры с управлением из кабины. Управление поворотом колеса передней опоры осуществляется отклонениемпедалей, связанных механическим приводом с золотниковой головкойгидравлического механизма поворота колес. Амортизация шассипневмогидравлическая. Выпуск и уборка шасси производится от гидросистемы. Для защиты воздухозаборников от попадания в них посторонних предметовпри взлете, посадке и рулении самолета по взлетно-посадочной полосе напереднюю опору шасси установлен грязезащитный щиток. Еще одним штатным средством торможения, предназначенным длясокращения длины пробега самолета при посадке и прерванном взлете являетсяпарашютно-тормозная установка. Контейнер ПТУ является законцовкой хвостовой балки фюзеляжа, вкотором размещен вытяжной парашют с пружинным механизмом, второй вытяжнойпарашют. двухкупольный тормозной парашют типа ПТК-25 с куполамикрестообразной формы с площадью по 25 квадратных метра каждый исоединительное звено. Контейнер парашютно-тормозной установки крепится по периметру ксиловому шпангоуту хвостовой балки и имеет внешне конусообразную формы,образованную наружной обшивкой. Внутренняя обшивка образует цилиндр, вкотором установлена ПТУ. Створка ПТУ представляет собой шаровой сегмент,который перед выпуском парашютов отклоняется вверх. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ В систему управления самолетом входит управление рулем направления (ножное управление), управление элеронами и рулями высоты, управлениетриммерами, управление стабилизатором (ручное управление). Для уменьшения усилий на ручке управления самолетом в поперечномканале установлен бустер. Для снятия усилий с ручки управления в системеуправления рулем высоты и элеронами установлены механизмы триммерногоэффекта с дистанционным электрическим управлением. Нагрузки от элеронов на ручку управления не передаются;гидроусилители, включенные в систему управления по необратимой схеме,полностью воспринимают шарнирные моменты, возникающие от аэродинамическихнагрузок на ручке управления в системе управления элеронами установленпружинный загрузочный механизм, который изменяет усилия на ручке управленияв зависимости от углов отклонения элеронов. Триммер установлен также и на руле направления. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА На самолете установлены два взаимозаменяемых бесфорсажныхтурбореактивных двигателя Р-95Ш, с нерегулируемым соплом снижерасположенной коробкой приводов, с автономным электрическим запуском. Двигатели размещены в мотоотсеках по обеим сторонам хвостовой балкисамолета. Воздух в двигатели подается по двум цилиндрическим воздушным каналамс овальными дозвуковыми нерегулируемыми воздухозаборниками. Передний торец двигателя стыкуется с воздушным каналом черезрезиновый уплотнительный жгут. Двигатель самолета имеет нерегулируемое сужающееся сопло,расположенное в хвостовой части мотогондолы так, что его срез совпадает сосрезом мотогондолы. Между внешней поверхностью сопла и внутреннейповерхностью мотогондолы имеется кольцевой зазор для выхода воздуха,продуваемого через мотоотсек. Вследствие отрицательного влияния струидвигателя Р-95Ш на горизонтальное оперение угол излома сопла был отклоненвниз на 2 градуса. Двигатели крепятся к силовым шпангоутам мотогондолы в двух поясях:переднем и заднем. Передний пояс крепления состоит из трех узлов - двухбоковых, регулируемых по длине тяг, и верхней цапфы-штыря. Тягивоспринимают вертикальные усилия, а штырь - тягу двигателя и боковыенагрузки. Задний пояс крепления состоит из трех узлов: двух регулируемых подлине боковых тяг, воспринимающих вертикальные усилия, и верхнейгоризонтальной тяги, воспринимающей боковые нагрузки. К системам, обеспечивающим работу силовой установки самолета,относятся:- топливная система;- система управления двигателями;- приборы контроля работы двигателей;- система запуска двигателей;- система охлаждения двигателей;- система противопожарной защиты;- система дренажа и суфлирования. Для обеспечения нормальной работы двигателей и его систем системадренажа обеспечивает выведение остатков топлива, масла и гидросмеси за бортсамолета после остановки двигателей или в случае неудавшегося запуска. Система управления двигателями предназначена для изменения режимовработы двигателей и обеспечивается автономное управление каждым двигателем.Система состоит из пульта управления двигателями на левом борту кабинылетчика и тросовой проводки с роликами, поддерживающими трос, тандерами,регулирующими натяжение тросов, и блоков редукторов перед двигателями. В конструкцию каждого двигателя входят следующие узлы:- осевой двухроторный восьмиступенчатый компрессор;- прямоточная трубчато-кольцевая камера сгорания с десятью жаровымитрубами;- осевая двухступенчатая реактивная газовая турбина с охлажденнымисопловыми лопатками первой ступени, корпусом и диском;- нерегулируемое реактивное сопло. На двигателе устанавливаются следующие агрегаты:- стартер-генератор;- генератор переменного тока;- гидронасос;- топливный насос-регулятор. Каждый двигатель оборудован следующими системами:- топливной системой;- масляной системой;- системой отбора воздуха;- системой запуска. Масляная система двигателя - замкнутого типа, автономная,предназначена для поддержания нормального температурного состояния трущихсядеталей, мсеньшения их износа и уменьшения потерь на трение. Система запуска обеспечивает автономный и автоматический запускдвигателей и выход их на устойчивую частоту вращения. Запуск двигателей наземле можно производить от бортового аккумулятора или от аэродромногоисточника питания. Охлаждение двигателей, агрегатов и конструкции фюзеляжа от перегреваобеспечивается набегающим потоком воздуха, поступающим черезвоздухозаборники охлаждения за счет скоростного напора. Воздухозаборникиохлаждения двигательных отсеков расположены на верхней поверхностимотогондол. Попавший в них воздух под действием скоростного напорарастекается по двигательным отсекам, охлаждая двигатель, его агрегаты иконструкции. Отработанный охлаждающий воздух выходит наружу через кольцевойзазор, образованный мотогондолой и соплами двигателей. Охлаждение электрических генераторов, установленных на двигателях,также производится набегающим потоком воздуха за счет скоростного напора.Воздухозаборники охлаждения генераторов установлены на верхней поверхностихвостовой балки фюзеляжа перед килем, в хвостовой балке патрубки делятсяна левый и правый трубопроводы. Пройдя генераторы и охладив их, воздухвыходит в двигательный отсек, смешиваясь с основным охлаждающим воздухом. Система противопожарного оборудования предназначена для обнаружения,сигнализации и тушения пожара в отсеках двигателей (мотоотсеках). На самолете установлено противопожарное оборудование с двумясистемами сигнализации и двумя огнетушителями. Противопожарное оборудование включает:- средства предупреждения пожара;-средства сигнализации о пожаре;- средства тушения пожара. Средствами предупреждения пожара являются конструктивные мероприятияпо ограничению распространения пожара, организация охлаждения пожароопасныхотсеков, которыми на самолете являются отсеки двигателей, разделенные междусобой конструкцией хвостовой балки фюзеляжа. На самолете установлено две системы сигнализации о пожаре, по однойна каждый двигательный отсек. Система сигнализации о пожаре состоит изисполнительного блока и соединенных с ним двух групп датчиков. Средства тушения пожара включают в себя два огнетушителя ираспределительные коллекторы. Огнетушители расположены в мотоотсекедвигателей, коллекторы с подходящими к ним трубопроводами от огнетушителейустановлены по обводам шпангоутов. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА Топливная система двигателя предназначена для питания двигателятопливом в процессе запуска и на всех режимах работы. Топливная системадвигателя состоит из системы основного топлива и системы пускового топлива. Топливо на самолете размещено в сообщающихся между собой топливныхбаках под избыточным давлением 0,1 кг. на см.кв. Топливная система самолета обеспечивает подачу топлива из баков кдвигателям в заданной последовательности на всех режимах работы самолета ипри любом положении его в воздухе. Топливная система включает в себе баки,в которых размещается топливо; агрегаты, устройства и топливопроводы длязаправки топливом баков на земле; агрегаты, устройства и трубопроводы,обеспечивающие подачу топлива из баков к двигателям; систему питаниядвигателей при действии нулевых и отрицательных перегрузок; приборы иустройства для контроля работы топливной системы на земле и в воздухе;агрегаты, устройства и трубопроводы наддува и дренажа топливных баков. топливо размещается в двух фюзеляжных баках-отсеках - баке №1(переднем) и баке №2 (заднем), в баке в центроплане, расположенным надбаком №2, в крыльевых баках ( по одному в каждой консоли). всего в самолетеСу-25 5 топливных баков. Под консоли крыла самолета можно установить 4подвесных топливных бака, по два под каждую консоль. Суммарнаяэксплуатационная емкость топливных баков составляет 3660 литров, в томчисле емкость фюзеляжных топливных баков составляет 2386 литра, емкостьбака-отсека каждой консоли составляет 637 литров. Топливо из подвесныхтопливных баков выдавливается в бак №1 воздухом с избыточным давлением 0,65кг. на см.кв. Каждый бак имеет емкость 80 литров. Расходным баком является бак № 2 , расположенный в центре тяжестисамолета. Фюзеляжные и крыльевые баки представляют собой герметичные баки-отсеки, являющиеся элементами конструкции фюзеляжа и крыла самолета. На боковых поверхностях баков №1 и №2, отделенных от воздушногоканала компоновочным зазором и на нижних поверхностях бака в центроплане ибака №1 установлен протектор, который существенно снижает потери топливапри пробоях стенок баков и уменьшает возможность возникновения пожара.Двухслойные протектирующие элементы имеют толщину до 20 мм. Для обеспечения взрывобезопасности топливных баков фюзеляжа, крыла,центроплана и подвесных баков их внутренние объемы заполнены пористымзаполнителем - пенополиуретаном. Для обеспечения защиты от пожара смежныхотсеков, расположенных рядом с первым и вторым топливными каналами и бакамитакже заполнено пенополиуретаном. Закладка в баки пенополиуретановых вкладышей производится черезмонтажные люки. В подвесные топливные баки пенополиуретановые вкладыши закалываютсяпри разобранном по стыковым шпангоутам баке. Крепление вкладышей в бакеосуществляется путем их натяга при помощи лент, а также вследствие того,что вкладыши вырезаются по внешнему контуру баков с припуском. Система дренажа и наддува обеспечивает в крыльевых и фюзеляжныхбаках избыточное давление на всех режимах полета, с этой целью все бакисоединены дренажными трубопроводами, в которые подается воздух от заборникаскоростного напора и системы наддува. Заправка баков топливом осуществляется двумя способами: - открытымцентрализованным; - открытым через заливные горловины каждой емкости. Приоткрытом централизованном способе заправка фюзеляжных и крыльевых баковвыполняется через заправочную горловину бака №1. Последовательность выработки топлива из баков обусславленатребованием сохранения центровки самолета в заданных пределах на всехрежимах полета. Так как бак №2 - расходный, от вырабатывается в впоследнюю очередь и поддерживается заполненным на всех режимах работыдвигателя за счет перекачки топлива из баков фюзеляжа и крыла. Подачатоплива к двигателям обеспечивается тремя способами:- подкачивающим насосом из бака №2 на всех режимах полета при отсутствиинулевых и отрицательных перегрузок;- вытеснением из бачка-аккумулятора при действии нулевых и отрицательныхперегрузок;- самотеком через обратные клапаны при отказе насоса. Топливо к насосам,установленным по одному на каждом двигателе, подается из расходного баканасосом подкачки. Емкость бачка-аккумулятора обеспечивает работу двигателей на нулевыхили отрицательных перегнузках в течении 15-ти секунд. При нормальной работетопливной системы бачок-аккумулятор полностью заполнен топливом. Топливо из крыльевых баков в расходный перекачивается струйныминасосами. Выработка топлива из подвесных топливных баков производится поддействием давления наддува. Подвесные топливные баки вырабатываются впервую очередь. Конструктивно подвесной топливный бак выполнен в видецилиндрической оболочки, подкрепленной шпангоутами, приваренными к нейэлектросваркой. Для улучшения транспортабельности и условий храненияподвесной бак выполнен разъемным, из трех частей: носовой, средней ихвостовой, соединенных по стыку болтами. Герметичность обеспечиваетсяустановкой по разъемам стыковых колец. На хвостовой части подвесноготопливного бака установлен стабилизатор, состоящий из двух горизонтальнорасположенных консолей. Средняя часть подвесного топливного бака - силовая,на ней расположены узлы подвески бака к балочному держателю.; в среднейчасти подвесного бака установлена труба, служащая для отбора топлива избака. СИСТЕМА СПАСЕНИЯ ЛЕТЧИКА САМОЛЕТА Для спасения летчика на самолете Су-25 установлено катапультноекресло К-36Л, которое служит рабочим местом летчика и обеспечивает егоспасение до скоростей 1000 км. в час во всем диапазоне высот полета,включая взлет и посадку, оно является облегченным вариантом кресла К-36Д, ине имеет ограничителей разброса рук, дефлектора и системы подтяга ног. В полете летчик удерживается в кресле индивидуальной подвесной ипривязной системой. а бесступенчатое регулирование сиденья по ростуобеспечивает летчику удобное для работы и обзора положение в кабине. Защита летчика от возникающих при катапультации перегрузки ивоздействия скоростного напора обеспечивается высотным снаряжением,принудительной фиксацией в кресле и устойчивой стабилизацией катапультногокресла. катапультирование производится при вытягивании ручеккатапультирования, после чего все системы кресла и бортовая системааварийного сброса фонаря срабатывают автоматически вплоть до вводаспасательного парашюта и отделения летчика от кресла. После отделения откресла купол спасательного парашюта наполняется и обеспечивает спасениелетчика, а поддержание жизнедеятельности летчика после приземления илиприводнения обеспечивается средствами носимого аварийного запаса,отделяющегося от кресла вместе с летчиком. Сброс откидной части фонаря возможен от ручки катапультирования накресле к- 36Л и от ручки автономного сброса. Управление откидной частьюфонаря осуществляется от двух систем - эксплуатационной и аварийной. СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА Система кондиционирования воздуха обеспечивает:- необходимые условия для работы летчика в кабине, поддерживает избыточноедавление в кабине в пределах (0,03 - 0,05) кгс. на см.кв.- обогрев и вентиляцию кабины;- предохранение стекол фонаря от запотевания;- необходимую температуру в блоках радиоэлектронного оборудования. Для улучшения теплового режима летчика установлена система вентиляцииснаряжения, обеспечивающая подачу на всех режимах полета, разбеге ирулежке, необходимого расхода кондиционированного воздуха в пространствопод одеждой. Для системы кондиционирования используется воздух, отбираемый завосьмой ступенью компрессора каждого двигателя, который затемпоследовательно охлаждается в двух воздуховоздушных радиаторах и втурбохолодильнике. Система кондиционирования начинает работать одновременнос запуском двигателей. Регулирование подачи воздуха в кабину, а также включение и отключениевентиляции костюма осуществляется летчиком вручную. КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Кислородное оборудование совместно со специальным снаряжениемпредназначено для обеспечения необходимых условий жизнедеятельности летчикаи обеспечивает полеты в следующих условиях: длительно на всех высотахполета самолета и кратковременно при катапультировании. При проведении полетов летчик должен быть одет в следующееспециальное снаряжение:- защитный шлем с кислородной маской;- вентилируемый костюм;- противоперегрузочный костюм. Полеты над водной поверхностью выполняются в морском спасательномснаряжении. Кислородное оборудование состоит из двух кислородных систем: основнойи кресельной. Основная кислородная система состоит из бортового комплектакислородного прибора и кислородных баллонов. Бортовой запас кислородаосновной системы заключен в четырех пятилитровых баллонах в газообразномсостоянии при давлении 150 атмосфер. Подача кислорода в маску при нормальной работе оборудованияпроизводится легочным автоматом кислородного прибора, начиная с высоты 2км. Кресельная кислородная система состоит из блока кислородногооборудования, объединенного разъема коммуникаций, механизмовавтоматического и ручного включения системы. Система предназначена для питания кислородом при катапультировании вкресле и последующем спуске, при отказе основной системы, для обеспечениявсплытия из-под воды после катапультирования и пребывания на плаву втечении 3 минут с момента включения системы. ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Гидравлическая система самолета состоит из двух независимых друг отдруга гидросистем. Каждая гидросистема состоит из блока питания, магистралей нагнетанияи слива и отдельных систем, состоящих из распределительных устройств,органов и исполнительных магистралей. Первая гидросистема обеспечивает управление колесом передней опорышасси. уборку и выпуск тормозных щитков, уборку и выпуск предкрылков изакрылков. перестановку стабилизатора, управление элеронами, аварийныйвыпуск шасси, автоматическое торможение колес основных опор при уборкешасси, аварийное торможение колес основных опор шасси. Вторая гидросистема обеспечивает уборку и выпуск шасси. основноеторможение колес основных опор шасси, управление элеронами, управлениеколесом передней опоры шасси. Каждая гидравлическая система имеет свой источник давления (насос),свои распределительные устройства, исполнительные органы, трубопроводы иемкости с рабочей жидкостью. Давление в гидросистемах 210 килограммов наквадратный сантиметр. Обе гидросистемы являются системами закрытого типа споддавливанием от гидроаккумулятора. СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ Система электроснабжения самолета состоит из источниковэлектроэнергии и электрической сети, в которую входят: аппаратурауправления, регулирования и защиты, коммутационная аппаратура,электропроводка и электроразъемы. Генераторы переменного и постоянного тока и преобразования в полетеобеспечивают каждый свою группу потребителей. Основными источникамиоднофазного тока являются два комбинированных преобразователя. Аварийным и резервным источником постоянного тока являются двеаккумуляторные батареи. Для подключения бортовой электросети самолета к наземным источникамэлектроэнергии на борту самолета установлены два штепсельных разъемааэродромного питания (один - постоянного тока. второй трехфазногопеременного тока). ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА Противообледенительной системы входных кромок воздухозаборников ипередних кромок несущих поверхностей нет. На самолете стоит противообледенительная система фонаря, котораяобеспечивает обогрев лобового бронеблока козырька фонаря. На экспериментальном самолете Т8 - 1 противообледенительная системафонаря включила систему обдува лобового бронеблока горячим воздухом отсистемы кондиционирования. Уже на модификации Су-25Т дополнительно установлена спиртовая системапротивообледенения стекла лазерной станции прицеливания “Причал” комплекса“Шквал”, включающая спиртовой бачок емкостью 6 литров и систему распыления. РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Радиоэлектронное оборудование включает в себя:- прицельное оборудование;- пилотажно-навигационное оборудование;- радиотехническое оборудование;- средства обороны самолета;- аппаратуру регистрации и контроля. Прицельное оборудование. Прицельное оборудование самолета обеспечивает решение задачприменения вооружения по наземным и воздушным целям в условиях ихвизуальной видимости. В состав прицельного оборудования входят:- авиационный стрелково-бомбардировочный прицел АСП-17БЦ, обеспечивающийприцеливание при стрельбе, бомбометании и пуске ракет днем и ночью повизуально видимым наземным и воздушным целям;- лазерная станция подсвета и дальнометрирования “Клен-ПС” (9,17), котораяобеспечивает измерение наклонной дальности до цели при решении задачприцеливания и выдачи ее в прицел, а также для наведения УР с лазернойголовкой наведения;- блок согласующих устройств;- аппаратура формирования сигналов управления, обеспечивающая формированиеэлектрических сигналов для отклонения зеркала станции подсвета идальнометрирования и подвижной марки прицела, пропорциональных управляющимвоздействиям летчика. Пилотажно-навигационное оборудование. Основой пилотажно-навигационного оборудования является навигационныйкомплекс КН-23-1, который предназначен для определения и выдачи в прицельно-вычислительные устройства и на индикаторные приборы навигационно-пилотажныхпараметров, необходимых для выполнения полета и решения боевых задач. Навигационный комплекс обеспечивает:-непрерывное автоматическое счисление координат самолета по даннымавтономных средств;-выполнение маршрутного полета, выход в район заданной цели, возврат нааэродром посадки, снижение на высоту предпосадочного маневра, повторныйзаход на посадку;- определение и выдачу основных навигационных и пилотажных параметров. Навигационный комплекс состоит из:- инерциальной курсовертикали ИКВ-1;-радиотехнической системы ближней навигации и посадки (РСБН);- доплеровского измерителя путевой скорости и угла скоса. Кроменавигационного комплекса в состав пилотажно-навигационного оборудованиясамолета входят:-автоматический радиокомпас, обеспечивающий вождение самолета по приводными широковещательным радиостанциям, а также заход на посадку в условияхотсутствия наземной системы РСБН или при отказе бортовой системы;- система воздушных сигналов, обеспечивающая выдачу потребителям и наиндикаторы истинной воздушной скорости, абсолютной и относительнойбарометрической высоты и числа М полета;- радиовысотомер малых высот;-маркерное радиоприемное устройство. обеспечивающее определение моментапролета самолета над марекрным радиомаяком;- датчики углов и скольжения ДУА-3;-приемники воздушного давления: основной - ВД-18Г-3М и резервный - ПВД - 7;- автономные пилотажно-навигационные приборы в кабине летчика. Радиотехническое оборудование. Радиотехническое оборудование самолета обеспечивает радиосвязь сназемными объектами и с самолетами во всем диапазоне высот и радиусовсамолета. В состав радиотехнического оборудования входят:- связная радиостанция Р-862, предназначенная для телефонной радиосвязи вметровом и дециметровом диапазонах волн между самолетами и наземнымиобъектами;- радиостанция связи с сухопутными войсками Р-828, которая обеспечиваетрадиотелефонную связь с пунктами управления и отдельными подвижнымиобъектами войск. Р-828 - малогабаритная многоканальнаяультракоротковолновая радиостанция, позволяющая осуществлять безпоисковую ибезподстроечную радиосвязь в пределах прямой видимости;- самолетный радиолокационный ответчик системы госопознования;- самолетный ответчик СО-69, предназначенный для решения задач управлениявоздушным движением на трассах и в зонах аэродромов и работающий срадиолокаторами систем посадки, обнаружения и наведения;- антенно-фидерная система; - самолетное переговорное устройство СПУ-. Средства обороны самолета. Средства обороны самолета включают в себя:- аппаратуру обнаружения работающих РЛС;- станцию активных радиотехнических помех;- автомат постановки пассивных инфракрасных помех и дипольных отражателей. Средства обороны самолета обеспечивают предупреждение летчика обоблучении самолета наземными РЛС зенитно-ракетных комплексов и истребителейпротивника. пеленгование РЛС в различных режимах излучения, прогнозированиепусков ракет класса “воздух-воздух” и”воздух-поверхность”, созданиеактивных помех РЛС управления оружием, создание инфракрасных помех ракетамс тепловыми головками самонаведения. Аппаратура регистрации и контроля. Аппаратура регистрации и контроля, установленная на самолете,включает в себя:- систему записи режимов полета и параметров бортовых систем “Тестер-УЗ”;- фотоконтрольный прибор СШ-45;- авиационный киносъемочный аппарат АКС-5;- самолетный магнитофон МС-61М. Бортовая система “Тестер-УЗ” предназначена для регистрации параметровполета и сохранения записанной информации полета и сохранения записаннойинформации в случае летного пришествия. Послеполетная дешифровка записаннойинформации позволяет оценить работу систем, траекторию и положение самолетав пространстве. действия экипажа в полете. Основу системы регистрации параметров составляет магнитныйрегистратор,производящий измерения. Для сохранения записанной информации в случае летного происшествия ,летно-протяжный механизм с магнитным накопителем информации размещен вспециальном контейнере. Фотоконтрольный прибор СШ-45 предназначен для проверки правильностиприцеливания при работе с прицелом как при боевом применении вооружения,так и в учебных целях. Прибор установлен непосредственно на прицеле, чтопозволяет производить одновременно съемку цели и сетки прицела. Авиационный киносъемочный аппарат АКС-5 установлен в носовой частифюзеляжа и предназначен для контроля результатов стрельбы из пушек и припуске ракет. Магнитофон МС-61М предназначен для документирования переговоровэкипажа с другими абонентами, а также записи позывных радиомаяков испециальных сигналов. ВООРУЖЕНИЕ АРМЕЙСКОГО ШТУРМОВИКА Вследствие возложенных на штурмовик обязанностей он несет на себе мощноенаступательное вооружение.В процессе разработки машины,а также в ходе еедальнейшей модернизации по желанию заказчика на самолет устанавливались всеболее новые системы вооружения,позволяющие расширять возможности примененияСУ-25.В варианте аван проекта ЛСШ самолет имел 6 подкрыльевых точекподвески на которых подвешавались бомбы,неуправляемые ракеты,подвесныепушечные установки и топленные баки,а также один подфизюляжный узелподвески,на котором размещались или подвесная пушка ,или дополнительныйтопливный бак общей массой 2500 кг.В варианте проекта ЛВСШ самолет уже имелпрактически схожие с серийными машинами характеристики-10 узлов подвески,мощное вооружение общей массой 300 кг. Вооружения серийного армейского самолета-штурмовика состоит изсредств поражения наземных и воздушных целей и системы управления оружием(СУО),обеспечивающей надежное поражение различными способами в условиях ихвизуальной видемости. Самолет имеет 10 узлов,подвески расположенных под крылом,на восьми изних,рассчитанных на погрузку 500 кг,он несет различное вооружение следующихтипов:-бомбардированное;-управляемое ракетное;-неуправляемое ракетное;-пушечное (артиллерийское),а на двух остальных-управляемые ракеты (УР)“воздух-воздух” для ближнего боя.Бомбардировачное вооружение размещаетсяна балочных держателях БДЗ-25 или многозамковых балочных держателях МБД-2-67У.Список литературы:Ильдар Бедретдинов “Штурмовик ОКБ П.О.Сухого СУ-25” МОСКОВСКИЙ АВЕАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ) ФРОНТОВОЙ ИСТРЕБИТЕЛЬ МиГ-29 ОКБ им. А.И.Микаяна Реферат студента 1-го курса факультета № 2 гр. 02-104 Хамзина Р.Ж. Москва 1996 г.




Нажми чтобы узнать.

Похожие:

Штурмовик су-25 iconШтурмовик су-25
Четверть века назад Генеральным конструкторам П. О. Сухим была одобрена идея создания легкого самолета-штурмовика (лсш) и дано указание...
Разместите кнопку на своём сайте:
Документы


База данных защищена авторским правом ©rushkolnik.ru 2000-2015
При копировании материала обязательно указание активной ссылки открытой для индексации.
обратиться к администрации
Документы