MiG-21 US

MiG-21 US

 

 

Varianta US cu dublă comandă a avionului supersonic de vânătoare MiG-21 corespunde avionului cu simplă comandă PFM (denumit RFMM în România), construcţia acestei variante debutând în cursul anului 1966 la fabrica GAZ-31 din Tbilisi. Avionul MiG-21 US s-a aflat în producţie de serie în perioada 1966 – 1970, un număr total de aproximativ 350 aparate de zbor fiind incluse în serviciul operativ al Aviaţiei Militare Sovietice şi al aliaţilor săi din acele vremuri.

 

 

1. PREZENTARE GENERALĂ

 

Avionul MiG-21 US (Izdelie 68A) este un avion supersonic de instrucţie de luptă cu două posturi de pilotaj dispuse în tandem (în cabina I este postul de pilotaj al pilotului-elev, iar în cabina II este cel al pilotului-instructor), pilotarea fiind posibilă din ambele cabine. Varianta US este destinată antrenării piloţilor pentru operaţiuni executate vizual şi instrumental, pe timp de zi în toate condiţiile meteorologice, iar pe timp de noapte în condiţii meteorologice normale. Poate executa misiuni într-o gamă largă de înălţimi şi viteze, precum şi întreaga gamă a figurilor acrobatice, păstrând o eficacitate bună a suprafeţelor de comandă.

Din punct de vedere constructiv, avionul cu dublă comandă MiG-21 US prezintă un anumit număr de particularităţi, şi anume aripă triunghiulară (delta) prevăzută cu dispozitive de hipersustentaţie (volet de bord de fugă cu ax deplasabil), stabilizator comandat (integral mobil), fuselaj cu alungire mare (în care sunt amplasate majoritatea echipamentelor, motorul, combustibilul şi cele două posturi de pilotaj), dispozitiv de admisie de tip axial simetric (dotat cu un con de transformare a undelor de şoc reglabil), sistem de comenzi prevăzut cu pilot automat tip AP-155 (cu canal de ruliu şi tangaj) şi dispozitiv de reglare automată a comenzii longitudinale tip ARU-3V, scaune de catapultare tip KM-1 şi paraşută de frânare.

 

 

2. DESCRIERE TEHNICĂ

 

2.1 – CELULA

 

Construcţia avionului cu dublă comandă MiG-21 US este în întregime metalică, înglobând în mare parte duraluminiu (tip D-16), dar şi aliaje de aluminiu (tip V-95 şi VM-65-1) şi magneziu, precum şi oţel înalt aliat (tip 30HGSA şi 30HGSMA), folosit în construcţia ansamblurilor puternic solicitate. Carenajele antenelor radio şi conul ce acoperă antena telemetrului radar sunt realizate din fibră de sticlă şi sunt vopsite în culoarea verde.

 

2.1.1 – FUSELAJUL este de tip semimonococă, de construcţie clasică, integral metalică, având în compunere cadre, lonjeroane, lise şi înveliş de grosime diferită. Este împărţit în trei secţiuni (reductibile la numai două), şi anume fuselajul anterior, fuselajul central şi fuselajul posterior (demontabil), primele două secţiuni făcând corp comun. Cadrele de rezistenţă ale fuselajului sunt C1, C3, C6, C11, C13, C16, C20, C22, C25, C28, C28A, C34, C35A şi C36.

Fuselajul anterior se întinde între cadrele C1 şi C14 şi conţine următoarele elemente principale:

– priza de admisie inelară, având un diametru de 69 centimetri; canalul de aer se ramifică în două canale semieliptice, care se reunesc în zona cadrului C16,

– conul de transformare a undelor de şoc, reglabil (în mod normal automat, dar este posibilă şi acţionarea manuală) funcţie de regimul de zbor, dispunând de două poziţii de lucru – Mach 0–1,5 (con ieşit pe treapta I) şi Mach 1,5–1,9 (con ieşit pe treapta II)

– telemetrul radar SRD-5MK „Kvant”, instalat în interiorul conului şi destinat măsurării distanţei până la ţintă prin emiterea unui fascicul continuu,

– tubul Pitot tip PVD-7 (1,57 metri lungime), dotat cu cele patru aripioare ale sistemului DUAS 61-14 şi dispus deasupra prizei de admisie inelare, pe partea dreaptă faţă de axa de simetrie a avionului (privind în sensul de zbor),

– tubul Pitot de rezervă, dispus în partea dreaptă-sus,

– compartimentul echipamentelor radioelectronice, plasat în faţa cabinei, între cadrele C3 şi C6, protejat de un capac de vizitare de mari dimensiuni prins în turnicheţi, compartiment ce conţine electronica aparatelor de bord, a staţiei radio, etc.,

– jamba anterioară cu nişa ei de escamotare şi cele două trape, dispusă între cadrele C3 şi C6,

– antena (metalică) cu trei elemente din completul aparatului de răspuns din sistemul de recunoaştere prin radiolocaţie SRO-2 (pentru gama III), dispusă ventral (în zona cadrului C7) şi destinată emisferei anterioare,

– doi voleţi antipompaj cu comandă automată de formă rectangulară, cu acţionare spre exterior, dispozitive conectate la sistemul de control al conului, plasate stânga-dreapta în părţile laterale ale fuselajului anterior, între cadrele C3 şi C4, destinate reglării curgerii fluxului în interiorul canalului de aer şi prevenirii apariţiei fenomenului de pompaj al compresorului,

– doi voleţi de admisie suplimentară, plasaţi stânga-dreapta în lateralele fuselajului anterior în faţa carenajelor de încastrare ale aripilor, în zona cadrului C10, voleţi ce funcţionează pe principiul diferenţei dintre presiunea din interiorul canalului de aer şi presiunea din exterior, fiind destinaţi admisiei suplimentare de aer în motor la decolare,

– o frână aerodinamică montată ventral, între cadrele C11 şi C13 (ataşată de C11), acţionată prin verine hidraulice şi având un unghi de bracare de 40°,

– între cadrele C6 şi C14 se află dispuse cele două cabine presurizate cu posturile de pilotaj ale pilotului-elev (cabina I – între C6 şi C11) şi pilotului-instructor (cabina II – între C11 şi C14), cabine dotate cu scaune de catapultare tip KM-1 şi cupole individuale articulate lateral-dreapta, cu deschidere manuală, posturi de pilotaj plasate deasupra fuselajului (anterior şi central) şi asigurând o bună vizibilitate periferică; pentru observarea mişcărilor pilotului-elev de către pilotul-instructor, precum şi pentru observarea pistei de decolare-aterizare în procesul de debut şi de finalizare al zborului, cupola cabinei II este dotată cu un periscop reglabil cu câmp de vedere spre înainte, în timp ce pe bordul cabinei II există un panou cu întrerupătoare (sistem de simulare a defecţiunilor PIO-2), cu ajutorul cărora pilotul-instructor poate simula diverse defecţiuni la aparatele de bord din cabina pilotului-elev,

– compartimentul ermetic al acumulatorilor de bord, dispus sub podeaua cabinei I şi separat de aceasta printr-un perete orizontal.

Trebuie menţionat faptul că numărul de înmatriculare al fiecărui aparat de zbor de tip MiG-21 US este inscripţionat pe lateralele fuselajului anterior cu vopsea roşie la care se adaugă un chenar alb, fiecare cifră având aproximativ 51 centimetri înălţime şi 8-9 centimetri lăţime. Fuselajul anterior este singurul loc pe care se inscripţionează la vedere numărul de înmatriculare.

Fuselajul central se întinde între cadrele C14 şi C28 şi conţine următoarele elemente principale:

– cabina II (vezi mai sus),

– compartimentul din spatele cabinei, compartiment neetanş în care sunt dispuse o serie de conducte şi agregate ale instalaţiei de combustibil, blocuri radio şi comenzile stabilizatorului şi direcţiei; acest compartiment este acoperit de un carenaj demontabil, prins în şuruburi,

– şase rezervoare centrale de combustibil ce înconjoară canalizaţia de aer a motorului, dispuse între cadrele C14 şi C28, lucrările de inspecţie şi întreţinere a lor executându-se prin îndepărtarea unor panouri de acces prinse în şuruburi, 

– o coamă dorsală, ce adăposteşte rezervorul de combustibil nr. 1, tije de comandă, cabluri electrice şi conducte ale instalaţiei de combustibil şi ale celei electrice, coamă ce uneşte carenajul terminal al cupolei cabinei II de baza ampenajului vertical,

– frâna aerodinamică posterioară ventrală cu suprafaţă perforată, acţionată hidraulic, dispusă între cadrele C22 şi C25 şi având un unghi de bracare de 40°,

– grinda de acroşare armament ventrală, dispusă în montaj demontabil între cadrele C16 şi C22 şi destinată acroşării unui rezervor suplimentar de combustibil tip PTB-490 (490 litri) sau unei mitraliere în gondolă tip GP-A-12,7,

– nişele de escamotare a roţilor trenului de aterizare principal, nişe poziţionate între cadrele C16 şi C20 şi dotate cu două trape de mari dimensiuni acţionate prin verine hidraulice.

– grinda de fixare a motorului turboreactor este dispusă în partea superioară a fuselajului central, între cadrele C22 şi C28, cu locaşul pentru pivot în dreptul cadrului C25,

– motorul turboreactor Tumanskii R11F2S-300 şi nişa lui, dispus între cadrele C22 şi C28, cu interiorul placat cu panouri parafoc din oţel inoxidabil cu conţinut ridicat de carbon.

Pe cadrul C28 al fuselajului central sunt dispuse 21 bolţuri pentru montarea fuselajului posterior, dintre care 18 de rezistenţă (cu filet) şi trei de ghidaj.

Totodată, fuselajul central asigură fixarea aripilor delta ce se montează în partea mediană a lui, realizând joncţiunea cu conductele de combustibil şi comenzile eleroanelor, fixarea aripilor realizându-se prin intermediul unui număr de opt bolţuri din oţel de înaltă rezistenţă tip 30HGSNA, unul orizontal (de 16 milimetri diametru) şi şapte verticale (unul de 8 milimetri, unul de 12 milimetri, unul de 18 milimetri, două de 22 milimetri şi două de 30 milimetri), zona încastrării aripilor cu fuselajul fiind protejată printr-un carenaj prins în şuruburi. Punctele de fixare prin bolţuri sunt localizate la cadrele C13, C16, C22, C25 şi C28.

Fuselajul posterior se întinde între cadrele C28A şi C40 şi conţine următoarele elemente principale:

– antena staţiei MRP-56P (dispusă dreapta-jos, între cadrele C30 şi C31),

– un compatiment izolat termic, dispus în partea superioară între cadrele C31 şi C34, compartiment în care sunt montaţi hidroacumulatori cilindrici, robineţi electrohidraulici, pompa hidraulică de avarie şi supape pneumatice,

– contraderiva ventrală (înălţime maximă 35 centimetri, lungime de 3,5 metri şi suprafaţă de 0,8 m2), montată în planul de simetrie a avionului între cadrele C28A şi C40, având jumătatea anterioară a ei – în sensul de zbor – realizată din material radiotransparent (soluţie contructivă aleasă pentru a nu împiedica recepţia antenei receptorului de semnal al balizei MRP-56P atunci când avionul se află în viraj) vopsit în culoarea verde, porţiunea anterioară a ei conţinând antena omnidirecţională a radiocompasului ARK-10,

– între cadrele C29 şi C34, în interiorul fuselajului posterior este montată carcasa motorului, cu rol de protecţie termică în zona temperaturilor înalte; carcasa motorului este demontabilă şi este confecţionată din tablă gofrată de oţel inoxidabil,

– tubul prelungitor al motorului turboreactor cu camera de postcombustie, cameră ce se fixează lângă cadrul C36 prin sisteme axiale ce permit dilatarea axială,

– voleţii ajutajului reactiv cu secţiune reglabilă,

– inelul de acţionare a voleţilor ajutajului reactiv,

– un carenaj terminal demontabil (prins în şuruburi), confecţionat din oţel refractar.

În cadrul C28A al fuselajului posterior sunt practicate 21 orificii în care pătrund cele 21 bolţuri existente pe fuselajul central. În cadrul operaţiei de montare, 18 dintre cele 21 de bolţuri vor fi prinse în piuliţe.

Pe fuselajul posterior se montează ampenajele (orizontal şi vertical) şi containerul (gondola) paraşutei de frânare tip PT-21UK. Paraşuta de frânare are un diametru în sarcină de 16 m2, containerul ei fiind plasat la baza derivei, având o formă tubulară şi dispunând de un carenaj terminal de forma unui cleşte de crab (practic, două trape – denumite uzual „petale – acţionate pneumatic, la deschiderea cărora paraşuta este ejectată în curentul de aer).

Fuselajul posterior este demontabil, această operaţie executându-se prin fixarea lui pe un suport mobil dotat cu patru roţi, ce intră în sarcină (preia greutatea fuselajului posterior) şi culisează spre înapoi după ce sunt demontate piuliţele dintre fuselajul posterior şi cel principal, legăturile electrice (cuplele) conţinute în coama dorsală şi rolele camerei de forţaj, expunând astfel motorul şi tubul prelungitor ataşat la el. Demontarea fuselajului posterior este necesară pentru activităţile de reparare sau înlocuire a motorului turboreactor Tumanskii R11F2S-300.

De asemenea, în perioada de dinainte de 1985, însemnul distinctiv de ţară al României (steaua roşie cu un chenar alb, ce are două cercuri concentrice în mijloc, unul galben, iar ultimul albastru) era vopsit stânga-dreapta pe lateralele fuselajului posterior, în faţa stabilizatoarelor comandate. După 1985, când steaua a fost înlocuită de cocarda tricoloră, s-a renunţat la poziţionarea ei pe lateralele fuselajului posterior.

 

2.1.2 – ARIPILE sunt triunghiulare (delta), au un profil simetric foarte subţire, sunt poziţionate median, montate în lateralele fuselajului principal, având unghiul de săgeată la bordul de atac de 57° şi bordul de fugă orientat la 90° faţă de axa longitudinală a avionului, unghiul diedru de –2° şi unghiul de calare de 0°. Coarda maximă de la baza aripii este de 5,97 metri, iar la vârful aripii de 0,462 metri.

Aripile găzduiesc câte două rezervoare integrate de combustibil fiecare (capacitatea totală a celor patru rezervoare este de 580 litri), butelii de aer din compunerea instalaţiei pneumatice şi butelii de oxigen, nişele jambelor principale şi hidraulica de escamotare a lor, flapsurile acţionate hidraulic şi având două poziţii de scoatere, bracându-se (în sensul fileurilor de aer) la decolare la unghiul de 25° şi la aterizare pe 45°, canalizaţia de aer a sistemului de suflare a stratului limită pe flaps (ASL), precum şi cele două eleroane cu compensare axială, ce au un unghi maxim de bracare (perpendicular pe axa de rotaţie) de ±20°, eleronul din stânga posedând o lamelă de compensare cu efect de trimer la bordul de fugă (asigură centrajul avionului în momentul lansării de acroşaje).

La intradosul aripilor sunt montate cele două faruri escamotabile de rulaj-aterizare tip MPRF-1A, antenele radioaltimetrului RV-UM (una pentru emisie, sub aripa stângă, şi una pentru recepţie, sub aripa dreaptă), două antene circulare din material radiotransparent (fibră de sticlă vopsită în culoarea verde) din completul aparatului de răspuns din sistemul de recunoaştere prin radiolocaţie SRO-2 (pentru gama II), destinate recepţiei de la sol (emisfera inferioară) şi câte-o grindă de armament demontabilă tip BD3-60-21U.

La extradosul aripilor, avionul cu dublă comandă MiG-21 US este prevăzut cu câte un cuţit aerodinamic pentru reglarea curgerii stratului limită (eficientizare eleron), în timp ce pe bordul de atac se găsesc montate lămpile de poziţie tip BANO-45 (roşu – stânga, verde – dreapta), două antene din completul aparatului de răspuns din sistemul de recunoaştere prin radiolocaţie SRO-2 (pentru gama I), destinate emisferei frontale (pastile dielectrice de culoare albă integrate unui carenaj metalic vopsit în culoarea verde), şi două antene din fibră de sticlă tip DDV-3 ale staţiei de răspuns activ SOD-57M, destinate, de asemenea, emisferei frontale (vopsite în culoarea verde şi dispuse între capătul de plan şi lampa de poziţie).

În plus, însemnul distinctiv de ţară al României (înainte de 1985 – steaua roşie cu un chenar alb, ce are două cercuri concentrice în mijloc, unul galben şi ultimul albastru, iar după 1985 – cocarda tricoloră) este vopsit pe intradosul şi extradosul fiecărei aripi.

 

2.1.3 – AMPENAJUL ORIZONTAL este de tip stabilizator comandat, poziţionat median la fuselajul posterior, montajul executându-se prin intermediul a patru bolţuri pe câte un ax de rotaţie ataşat cadrului C38 al fuselajului posterior, cele două axe aflându-se la un unghi de săgeată de 56°.

Constructiv, stabilizatorul comandat este compus dintr-o grindă de rezistenţă, lise, nervuri şi înveliş rezistent. Inserţia de la bordul de fugă are rol de compensare. Este dotat cu o contragreutate antiflutter la extremităţi, în partea inferioară a structurii de susţinere a contragreutăţii fiind practicat un orificiu de scurgere a condensului, în timp ce în bordul de fugă al ei se găseşte montat un eclator pentru descărcare electrostatică.

Unghiul maxim de bracare al stabilizatorului comandat este de +7°30’ şi –16°30’.

 

2.1.4 – AMPENAJUL VERTICAL este montat la fuselajul posterior prin intermediul a trei bolţuri, fiind alcătuit din derivă şi direcţie.

Deriva are înălţimea de 1,91 metri (măsurată de la încastrarea cu fuselajul), suprafaţa de 5,32 m2, coarda aerodinamică medie (CAM) de 3,137 metri, unghiul de săgeată la ¼ din CAM de 61,27° şi grosimea medie relativă în sensul fileurilor de aer de 4,4%.

În partea de jos a ei şi în zona încastrării cu fuselajul posterior (înainte de gondola paraşutei de frânare), deriva adăposteşte amplificatorul hidraulic BU-51MS al stabilizatorului comandat, caseta RAU-107T din alcătuirea pilotului automat AP-155, pompa hidraulică de avarie NP-27T, precum şi elemente din compunerea sistemului automat ARU-3V. De asemenea, într-un compartiment special integrat în structura derivei, se află dispus înregistratorul de parametri de zbor SARPP-12G.

În jumătatea superioară, deriva adăposteşte antena staţiei de radioemisie-recepţie RSIU-5V (dispusă sub un carenaj dielectric de mari dimensiuni, carenaj vopsit în culoarea verde şi poziţionat în vârful derivei, pe bordul ei de atac), o antenă de tip ORD-2 din completul staţiei de răspuns activ SOD-57M, în montaj vertical stânga-dreapta, integrată în învelişul derivei (carenaj radiotransparent îngust din fibră de sticlă), un transmiţător cu inducţie ID-2 (dispus în derivă sub antena ORD-2, acoperit de un carenaj metalic semieliptic localizat între nervurile N10 şi N11) din completul KSI, în timp ce pe suprafaţa carenajului superior este montată o antenă (metalică) cu trei elemente (pentru gama III) şi câte o antenă (gama I) în montaj stânga-dreapta (pastile dielectrice de culoare albă integrate unui carenaj metalic vopsit în culoarea verde), toate destinate recepţiei din emisfera posterioară şi aflate în completul aparatului de răspuns din sistemul de recunoaştere prin radiolocaţie SRO-2. În compunerea derivei mai întâlnim şi o antenă tip DDV-3 din compunerea staţiei de răspuns activ SOD-57M destinată emisferei posterioare (carenaj dielectric conic de culoare verde), un eclator pentru descărcare electrostatică şi o lampă de poziţie de culoare albă tip HS-39, toate cele trei elemente fiind dispuse pe bordul de fugă, în montaj pe suprafaţa carenajului terminal.

Direcţia este acţionată de către pilot prin intermediul palonierelor şi are un unghi de bracare de ±25° stânga-dreapta faţă de axa de simetrie a avionului.

Însemnul distinctiv de ţară al României (înainte de 1985 – steaua roşie cu un chenar alb, ce are două cercuri concentrice în mijloc, unul galben şi ultimul albastru, iar după 1985 – cocarda tricoloră) este vopsit pe lateralele derivei.

 

2.1.5 – TRENUL DE ATERIZARE este de tip triciclu, escamotabil în zbor, dotat cu câte-o singură roată per jambă şi sistem pneumatic de frânare, retractabil hidraulic în fuselaj şi aripi, având un ecartament de 2,790 metri şi un ampatament de 4,710 metri. Presiunea în sistemul de frânare este de 19,4 kgf/cm2, toate cele trei jambe înglobând în construcţie amortizoare oleopneumatice pe bază de azot pentru absorbţia şocurilor aterizării şi rulajului la sol, amortizoare ce utilizează lichid hidraulic AMG-10.

Jambele principale sunt ataşate aripilor delta, sunt dotate cu frâne pneumatice cu discuri şi au un ecartament mare, fapt ce asigură stabilitate în rulaj, dispunând de un mecanism de răsucire (alcătuit dintr-un sistem de tije, balansiere şi traverse) a roţilor de dimensiuni 800 x 200 milimetri (tip KT-92A/B), roţi ce se escamotează în poziţie verticală în nişe special carenate în fuselajul central, în timp ce jambele dotate cu carenaje fixe (denumite uzual „pantaloni”) se escamotează în locaşuri din aripi. Presiunea în camerele roţilor principale este de 7,5+0,5 kgf/cm2.

Jamba anterioară este ataşată cadrului C6 al fuselajului anterior, este dotată cu mecanism de orientare în rulajul la sol şi dispune de o singură roată tip KT-102, de dimensiuni 500 x 180 milimetri, montată pe un ax în interiorul unei furci, escamotându-se spre înainte (contra sensului de zbor), în interiorul nişei din fuselajul anterior. Jamba anterioară este prevăzută cu un amortizor de oscilaţii (atenuează autooscilaţiile) şi frâne pneumatice de tip cameră, în timp ce presiunea în camera roţii de bot este de 7+0,5 kgf/cm2.

Toate cele trei roţi sunt prevăzute cu un sistem de defrânare automată pentru preîntâmpinarea patinării. Poziţiile celor trei jambe sunt comunicate echipajului prin intermediul unor indicatoare luminoase dispuse pe tabloul de bord, în zona levierului de comandă a trenului de aterizare – tabloul PPS-2M (lămpi roşii – tren escamotat, lămpi verzi – tren scos). În plus, pentru operaţiunile de zbor nocturne, fiecare jambă dispune de câte-un indicator luminos (lampă de culoare albă tip HS-39).  

 

2.1.6 – SISTEMUL DE COMENZI al avionului MiG-21 US este unul hidraulic clasic (tije şi balansiere), compus din comanda stabilizatorului, a eleroanelor, a direcţiei şi a frânelor aerodinamice.

Controlul zborului în jurul axei transversale (axa de tangaj) este realizat prin intermediul slabilizatorului integral mobil (stabilizator comandat), bracat la tragerea, respectiv împingerea, manşei de către pilot, fiind acţionat prin intermediul unui sistem de tije şi balansiere rigide şi al unui amplificator hidraulic cu două camere tip BU-51MS. În lanţul de comandă al stabilizatoarelor comandate se află cuplat un dispozitiv automat de tipul ARU-3V, sistem ce reglează automat efortul la manşă şi permite ca pilotarea avionului să aibă acelaşi caracter la regimuri de zbor diferite, în timp ce acţionarea trimerului se realizează prin apăsarea unui comutator de comandă cu două poziţii de pe manşă. 

Controlul zborului în jurul axei longitudinale (axa de ruliu) este realizat prin intermediul celor două eleroane cu compensare axială, dispuse în structura aripilor, către capetele lor. Eleroanele sunt comandate printr-un sistem cinematic rigid, alcătuit din tije şi balansiere, bracarea lor executându-se (prin acţionarea laterală a manşei) prin intermediul unor amplificatoare hidraulice cu o singură cameră tip BU-45A.

În sistemul de comandă al eleroanelor este cuplat un pilot automat AP-155, pilot automat pe două canale (ruliu şi tangaj), ce are trei regimuri de funcţionare: „Sincronizare”, „Stabilizare” şi „Readucere”. Regimul „Sincronizare” (readucere „0”) asigură pregătirea automată a pilotului automat pentruposibilitatea cuplării regimului „Stabilizare” în orice poziţie în spaţiu a avionului fără deplasarea organelor de comandă, regimul „Stabilizare” este destinat uşurării pilotării avionului, reducând efortul depus la manşă de către pilot şi imprimând o stabilitate mai bună avionului în zbor, în timp ce la cuplarea regimului „Readucere”, avionul este readus în zbor orizontal din orice poziţie, fiind stabilizate unghiurile de ruliu şi tangaj de 0° şi menţinute direcţia şi înălţimea de zbor obţinute în urma aducerii avionului în zbor orizontal (procesul se execută pe cele două canale simultan).

Controlul zborului în jurul axei verticale (axa de giraţie) este realizat prin intermediul unei suprafeţe de comandă mobile (în jurul axei de giraţie) ataşate derivei – direcţia. Direcţia este acţionată de către palonierul din cabina pilotului cu ajutorul unui sistem de tije rigide legate de direcţie, forţele aerodinamice care acţionează asupra direcţiei în zbor fiind preluate direct de către pilot.

În scopul reducerii vitezei de zbor în diferite regimuri, pe fuselaj sunt montate trei frâne aerodinamice, două laterale şi una inferioară (ventrală), frâne comandate electric de către pilot printr-un cursor de pe maneta de gaze (deplasare cursor spre înapoi – frânele sunt scose, deplasare spre înainte – frânele sunt escamotate) prin intermediul unor robineţi electrohidraulici de tip GA-184U. La acroşarea rezervorului suplimentar pe pilonul ventral, frâna aerodinamică inferioară se blochează, iar în cazul zborului fără acroşaj ventral, ea se poate braca la un unghi de 40°, în timp ce frânele aerodinamice laterale se pot braca la un unghi de 25°. În cele două poziţii extreme („scos” şi „escamotat), frânele aerodinamice sunt menţinute de lichidul hidraulic din instalaţia hidraulică principală. 

 

2.1.7 – SISTEMUL DE COMBUSTIBIL al avionului MiG-21 US este alcătuit din şase rezervoare integrate în fuselaj (cinci elastice şi unul metalic – nr. 7) şi patru rezervoare integrate în aripi, totalizând 2446 litri (consumabili) de petrol de aviaţie tip T-1 (GOST 4138-49) sau TS-1 (GOST 7149-54), plus un rezervor suplimentar tip PTB-490 (capacitate 490 litri), două pompe electrice (montate în rezervoarele nr. 3 şi 4), o canalizaţie de drenaj şi una de presiune (utilizează aer captat de la compresor), o canalizaţie de comandă (asigură consumul fără afectarea centrajului avionului) şi un sistem de control al cantităţii şi al consumului de combustibil.

Găzduite în compartimente metalice integrate în structura fuselajului, cele cinci rezervoare elastice sunt alcătuite dintr-un material compus din două straturi, un cauciuc rezistent la acţiunea corozivă a kerosenului la interior, gros de 0,5 milimetri, şi o pânză cauciucată de 1,1 – 29,5 milimetri grosime la exterior.

Combustibilul este distribuit în cele zece rezervoare astfel:

– 420 litri în rezervorul complementar metalic nr. 1 (dispus într-un carenaj deasupra fuselajului, între cadrele C14 şi C25),

– 500 litri în rezervorul din fuselaj nr. 2 (dispus între cadrele C14 şi C16),

– 343 litri în rezervorul din fuselaj nr. 3 (compartimentul superior şi inferior), dispus între cadrele C16 şi C20,

– 170 litri în rezervorul din fuselaj nr. 4 (dispus între cadrele C20 şi C22),

– 243 litri în rezervorul din fuselaj nr. 5 (compartimentul din stânga şi cel din dreapta), dispus între cadrele C22 şi C25,

– 190 litri în rezervorul din fuselaj nr. 6 (compartimentul din stânga şi cel din dreapta), dispus între cadrele C25 şi C28,

– câte 180 litri în fiecare dintre cele două rezervoare integrate în partea din faţă a aripilor şi

– câte 110 litri în fiecare dintre cele două din partea din spate a lor.

Rezervoarele din aripi sunt conectate la rezervorul din fuselaj nr. 2, în timp ce rezervorul din fuselaj nr. 3 este rezervorul de consum. Rezervoarele din fuselaj sunt presurizate la o presiune de 0,21 – 0,23 kg/cm2, în timp cele rezervoarele integrate în aripi la o valoare de 0,39 – 0,43 kg/cm2. În plus, pe lângă combustibilul transportat în aripi şi fuselaj, este posibilă acroşarea unui rezervor suplimentar (largabil) tip PTB-490 pe pilonul ventral, rezervor de 490 litri de kerosen ce cântăreşte gol 70 kg şi încărcat 470 kg şi este presurizat la o presiune de 0,81 – 0,83 kg/cm2. Astfel, cantitatea totală de combustibil consumabil (inclusiv rezervorul suplimentar) se ridică la 2936 litri.

Alimentarea cu combustibil a rezervoarelor din fuselaj şi aripi este gravitaţională, executându-se printr-un buşon plasat dorsal, în dreptul rezervorului complementar metalic nr. 1, în timp ce rezervorul suplimentar este alimentat printr-un buşon separat. Pentru golirea combustibilului din fuselaj, în zona cadrului C28 este localizată o supapă de purjare, iar pentru rezervoarele din aripi există supape localizate la intradosul aripilor.

 

2.1.8 – INSTALAŢIA HIDRAULICĂ este compusă din două reţele independente, dotate fiecare cu câte-o pompă hidraulică tip NP-34-1T. Ambele pompe hidraulice rotative cu debit variabil dispun de propriul acumulator hidraulic (presiune maximă 50 kgf/cm2), fiind capabile să livreze în instalaţie o presiune cuprinsă între 180 – 215-12 kgf/cm2.

Instalaţia hidraulică principală acţionează trenul de aterizare, frânele aerodinamice, flapsurile, conul mobil al prizei inelare de aer şi cei doi voleţi antipompaj ataşaţi lui, ajutajul reactiv reglabil al motorului turboreactor şi pilotul automat AP-155 (blocarea în funcţie de presiune). Tot ea deserveşte şi una dintre cele două camere de presiune ale amplificatorului hidraulic BU-51M al stabilizatoarelor comandate, jucând rolul de rezervă pentru verinii de acţionare a eleroanelor, reglând curgerea aerului pentru răcirea elementelor staţiei radio şi executând frânarea automată a roţilor în timpul secvenţei de escamotare a trenului de aterizare.

Instalaţia hidraulică de amplificare are drept rol principal operarea celor două amplificatoare hidraulice BU-45A ale eleroanelor şi pilotul automat AP-155 (blocarea în funcţie de presiune), precum şi deservirea celeilalte camere de presiune a amplificatorului hidraulic al stabilizatoarelor comandate, incintă ce, de fapt, este deservită de ambele reţele, astfel că, în cazul unei defectări a reţelei principale, stabilizatoarele comandate rămân operaţionale, dar funcţionează numai la jumătate din performanţe. 

Instalaţia hidraulică utilizează lichid hidraulic tip AMG-10 (GOST 6794-53) în cantitate totală de 36 litri (în cele două reţele + în rezervor), conţinut într-un rezervor împărţit printr-un perete vertical în două secţiuni inegale, una conţinând 10,5 litri (pentru reţeaua hidraulică principală), iar cealaltă 8 litri (pentru reţeaua de amplificare), rezervor presurizat la o presiune de 1,7 – 2,3 kgf/cm2. Rezervorul hidraulic, împreună cu ansamblul valvelor, este localizat în fuselaj, între cadrele C31 şi C34, într-un compartiment izolat termic.

 

2.1.9 – INSTALAŢIA PNEUMATICĂ de bord este alcătuită din două reţele pneumatice separate, şi anume o reţea principală şi una de intervenţie. Ca sursă de energie, ambele reţele folosesc aer comprimat, care trebuie să fie curat, uscat şi cu punctul de rouă la maxim –35° C.

Reţeaua pneumatică principală comandă frânele roţilor trenului de aterizare, robinetul de combustibil, deschiderea, etanşeizarea, largarea cupolei şi deschiderea lacătului de reţinere temporară a cupolei la largare, deschiderea trapelor paraşutei de frânare şi largarea ei, sistemul antigivraj al cupolei cabinei, supapele pneumatice de răcire a compartimentelor etanşe din partea anterioară a fuselajului şi răcirea staţiei radio RSIU-5V. Capacitatea buteliilor de aer din compunerea reţelei pneumatice principale este de 17,4 litri.

Reţeaua pneumatică de intervenţie (de avarie) este utilizată în cazul scăderii presiunii din reţeaua pneumatică principală pentru scoaterea trenului de aterizare şi pentru frânarea roţilor jambelor principale ale trenului de aterizare. Capacitatea buteliilor de aer din compunerea reţelei pneumatice de intervenţie este de 2,6 litri.

Presiunea din ambele reţele (principală şi de avarie) este cuprinsă între 110 – 130 kgf/cm2, presiunea maximă de frânare a roţii anterioare este de 15–2 kgf/cm2, presiunea maximă de frânare a roţilor principale este de 19+1 kgf/cm2, iar presiunea maximă la frânarea cu avarie este 17,5±0,5 kgf/cm2.

Aerul comprimat necesar reţelei pneumatice principale este stocat într-o butelie cilindrică de 4,4 litri şi una de 2 litri, două butelii sferice de 2 litri fiecare şi două de 1,3 litri fiecare, şi două butelii de 2,2 litri fiecare (dispuse în jambele principale ale trenului de aterizare). Reţeaua pneumatică de intervenţie este alimentată de către două butelii sferice cu o capacitate de 1,3 litri fiecare.

Încărcarea cu aer comprimat a celor două reţele se execută de la sursele terestre (de aerodrom), prin intermediul unui ştuţ de încărcare comun, localizat pe cadrul C20, în nişa de escamotare a roţii jambei principale din dreapta.

 

 

2.2 – INSTALAŢIA DE FORŢĂ

 

Instalaţia de forţă a avionului cu dublă comandă MiG-21 US este reprezentată de motorul turboreactor monoflux de tip Tumanskii R11F2S-300, având o tracţiune maximă de 3950 kgf în regim „MAXIMAL” şi 6175 kgf cu postcombustia cuplată (regim „FORŢAJ), este montat în fuselajul posterior, fuselaj demontabil pentru a permite lucrările de inspecţie şi întreţinere, precum şi de schimbare a motorului, atunci când situaţia o impune.

Pentru detalii, vezi R11F2S-300 (în curând).

 

 

2.3 – INSTALAŢII ELECTRICE, APARATE DE BORD  ŞI OXIGEN (IEABO)

 

2.3.1 – INSTALAŢIA ELECTRICĂ este alcătuită dintr-o instalaţie magistrală (cuprinde toate elementele până la nodul energetic), instalaţia principală (alimentează toţi consumatorii de pe avion) şi una secundară (acumulatorii de bord).

Reţeaua electrică de pe avion este de tip indus, selectivă şi diferenţiată. Este monofilară, atât pentru curent continuu (CC), cât şi pentru curent alternativ (CA) – fire pentru „+”, masa avionului pentru „–. Principala sursă de energie electrică de la bord este generatorul-demaror GSR-ST-12000VT, agregat ce lucrează în două regimuri: generator – alimentează toţi consumatorii, şi demaror – folosit la pornirea motorului turboreactor.

Reţeaua magistrală este porţiunea din reţea care asigură transmiterea energiei electrice de la sursă la nodul energetic, ea fiind alcătuită din cinci şine de distribuţie. Principalul punct de comutare şi distribuţie a energiei electrice este nodul energetic de CC, situat în partea stângă a fuselajului anterior, între cadrele C11 şi C13, şi alcătuit din blocul de contactoare KM-50 şi KM-100, suportul de siguranţe SP, releul diferenţial minimal DMR-400D, blocul de contactoare TKE şi TKD, transformatorul de stabilizare TS-9MA, condensatori şi siguranţe cu inerţie.

Reţeaua electrică principală are un voltaj de 28,5 V CC asigurat de un generator-demaror de 12 kW tip GSR-ST-12000VT (montat pe motor), a cărui acţionare se execută prin intermediul unui mecanism cu clicheţi cu două rapoarte de transmiei (unul pentru funcţionare ca motor şi unul pentru funcţionare ca generator). În regim demaror, GSR lucrează în comun cu aparatura de reglaj şi pornire, iar în regim generator, pentru menţinerea stabilităţii tensiunii, pentru protejarea faţă de curenţii inverşi şi pentru realizarea unei funcţionări stabile, GSR lucrează în complet cu regulatorul de tensiune RUG-82, releul diferenţial minimal DMR-400D, transformatorul de stabilitate TS-9MA şi releul de supratensiune AZP-1MA.

Doi convertizori, tip PO-1500VT şi PO-750, asigură curent alternativ monofazat de 115 V/400 Hz, în timp ce alţi trei convertizori (tip PT-500, PT-125 şi PAG-1F) asigură curent alternativ trifazat de 36 V/400 Hz.

Reţeaua secundară asigură curentul necesar prin intermediul a două baterii de acumulatoare zinc-argint de 22 V CC/45 Ah de tip 15-SŢS-45 (15AZR-45), acumulatoare localizate în compartimentul de sub podeauna cabinei I, ce funcţionează în paralel cu generatorul de bord şi intră în funcţiune în cazul defectării lui. Ei sunt capabili să alimenteze un minim de consumatori pentru 15 minute.

Aceste surse asigură necesarul de curent electric pentru toţi consumatorii de la bord, în timp ce pentru pornire (unde există un consum foarte mare ce ameninţă să epuizeze acumulatorii) se utilizează o sursă de aerodrom, pentru care există un receptacol pe partea stângă a fuselajului, localizat în faţa încastrării aripii.

Pentru protecţia reţelei de bord împotriva creşterii accidentale a tensiunii, pe avion este montat un releu de supratensiune AZP-1MA, localizat în compartimentul de sub podeaua cabinei.

 

2.3.2 – SISTEMUL DE ALIMENTARE CU OXIGEN şi echipamentul de mare altitudine al avionului MiG-21 US este reprezentat de completul KKO-3, compus din butelii de oxigen (localizate în locaşurile de escamotare din aripi ale trenului de aterizare principal), echipament reductor de presiune, mască de oxigen KO-3-M, aparat de respiraţie KP-34 (pentru utilizare în condiţii normale) şi KP-27M (pentru utilizare în condiţii de catapultare la mare altitudine), în timp ce piloţii sunt echipaţi cu costume de compensare tip VKK-4 şi căşti ermetice tip GŞ-4M, echipament ce le asigură supravieţuirea în cazul unei catapultări la mare altitudine.

 

2.3.3 – APARATELE  ŞI ECHIPAMENTELE DE BORD cu care este dotat avionul MiG-21 US – pe lângă aparatele de bord uzuale (altimetrul VD-28K, vitezometrul KUS-2500K, variometrul VAR-300MK/UK, machmetrul M-2,5K, giroorizontul AGD-1, radioaltimetrul UV-57, ceasul de bord ACIS-1M, debitmetrul RTST-20-4, termometrul de gaze TVG-1/190, manometrul hidraulic 2EDMM-250A, voltmetrul V-1, etc.) – sunt reprezentate de un radiocompas ARK-10 cu două antene, una de directivitate (antenă-cadru) dispusă ventral, integrată în fuselajul anterior, şi o antenă omnidirecţională filară, localizată în partea de sus a cupolei cabinei I şi integrată în sticla organică a sa (denumită în mod uzual „trident” datorită formei sale), un radioaltimetru pentru înălţimi mici tip RV-UM cu două antene – una de emisie şi cealaltă pentru recepţia semnalului emis – amplasate pe intradosul aripilor, un sistem direcţional tip KSI, un receptor pentru semnalele radiobalizei tip MRP-56P (antena este localizată ventral, între cadrele C30 şi C31), o staţie de radioemisie-recepţie în bandă VHF tip RSIU-5V (antena se află dispusă sub un carenaj dielectric de mari dimensiuni, carenaj vopsit în culoarea verde şi poziţionat în vârful derivei, pe bordul ei de atac), un sistem de recunoaştere prin radiolocaţie SRO-2 cu cele opt antene din compunea aparatului său de răspuns, patru pentru gama I (câte una în bordul de atac al aripilor, destinate recepţiei din emisfera frontală, şi două în montaj stânga-dreapta pe carenajul din vârful derivei, destinate emisferei posterioare), două pentru gama II (montate pe intradosul aripilor şi destinate recepţiei de la sol) şi două pentru gama III (una montată sub fuselajul frontal, destinată recepţiei din emisfera frontală, şi una în vârful derivei, destinată emisferei posterioare), o staţie de răspuns activ tip SOD-57M ce lucrează în bandă decimetrică, cu cele patru antene din completul său, trei antene tip DDV-3 cu două game (câte una pe fiecare bord de atac al aripilor, destinate emisiei-recepţiei în emisfera frontală, şi una în carenajul terminal al vârfului derivei, destinată emisferei posterioare) şi una de tip ORD-2 (în interiorul derivei, dispusă sub un carenaj radiotransparent din fibră de sticlă, montat vertical stânga-dreapta), etc.

 

 

2.4 – INSTALAŢII RADIO ŞI RADIOLOCAŢIE

 

2.4.1 – INSTALAŢIA RADIO a avionului cu dublă comandă MiG-21 US este reprezentată de staţia radio RSIU-5V şi de staţia de intercomunicaţie SPU-9.

RSIU-5V este o staţie radio de emisie-recepţie pe unde ultrascurte destinată menţinerii legăturii radio bilaterale între avioanele de vânătoare şi staţiile terestre corespondente, precum şi între avioanele aflate în aer. Lucrează în gama frecvenţelor de lucru 150 – 100 MHz (unde metrice – 2–3 metri), având banda de frecvenţă împărţită în 601 canale de legătură stabilizate, dintre care 20 pot fi presetate de la sol. Distanţa menţinerii legăturii cu staţia terestră R-834 este de cel puţin 350 kilometri la înălţimea de zbor de 10000 metri şi minim 120 kilometri la 1000 metri, în timp ce distanţa menţinerii legăturii bilaterale între avioane este de minim 120 kilometri la înălţimea de zbor de peste 500 metri, iar înălţimea maximă la care poate lucra este de 25000 metri.

Staţia radio RSIU-5V este alcătuită din blocul de emisie-recepţie şi alimentare (bloc ABV, dispus în compartimentul superior al aparaturii radioelectrice din faţa cabinei, între cadrele C4 şi C5, pe axa de simetrie a avionului), antena de emisie-recepţie (antenă sub formă de plasă de alamă, montată în inserţia dilectrică a derivei, deasupra nervurii N12), două panouri de comandă P-2K (câte unul în fiecare dintre cele două cabine), o cutie de distribuţie (dispusă în cabina II, pe cadrul C11, în spatele tabloului de bord), două butoane de emisie (câte unul pe fiecare dintre cele două manete de gaze) şi două blocuri UK-2M (amplificator de joasă frecvenţă care permite adaptarea receptorului cu diferite căşti de zbor), câte unul pe pultul din dreapta al fiecărei cabine, precum şi completul de cabluri şi fidere.

RSIU-5V se alimentează cu energie electrică de la reţeaua de bord de CC cu tensiune de 28,5V şi CA monofazat cu tensiunea de 115V 400 Hz de la convertizorul PO-750 (în caz de defecţiune, alimentarea cu CA se realizează de la converizorul PO-1500VT).

SPU-9 este o instalaţie de intercomunicaţie de bord destinată asigurării legăturii telefonice în interiorul avionului cu dublă comandă MiG-21 US, bilaterală, între pilotul-elev şi pilotul-instructor, pentru legătura exterioară a piloţilor prin intermediul staţiei RSIU-5V, pentru ascultarea semnalelor radiocompasului ARK-10 şi a semnalelor cu destinaţie specială.

În completul staţiei de intercomunicaţie SPU-9 intră blocul amplificatoarelor (dispus după tabloul de bord al cabinei I, în partea dreaptă între cadrele C6 şi C7), blocul semnalelor cu destinaţie specială (montat sub podeaua falsă a cabinei I, între cadrele C7 şi C7B, în partea dreaptă), două butoane de cuplare a staţiei (dispuse pe manetele de gaze, câte unul în fiecare cabină), patru rezistoare (dispuse în ambele cabine), două întrerupătoare basculante T3 şi două T1 (întrerupătoare dispuse în ambele cabine), un întrerupător basculant de cuplare a funcţionării continue a staţiei SPU-9 (dispus pe tabloul din stânga al cabinei II), două amplificatoare UK-2M (unul în cabina I – dispus pe partea orizontală a tabloului din stânga, iar celălalt în cabina II – dispus pe bordul din stânga-sus, între cadrele C14A şi C14B), şi completul de cabluri şi fidere. 

În momentul în care unul dintre piloţi apasă butonul de comandă din cabina lui (localizat pe maneta de gaze), se cuplează un releu din blocul de semnale ce decuplează laringofonul şi căştile celuilalt pilot de la staţia RSIU-5V şi le cuplează la amplificatorul SPU. Butonul de comandă a intercomunicaţiei se ţine apăsat atâta timp cât se transmite informaţia, pentru ca la eliberarea acestuia, sistemul de relee să execute cuplarea căştilor şi a laringofonului înapoi la staţia RSIU-5V.

Alimentarea staţiei SPU-9 se realizează de la reţeaua de bord de CC cu tensiunea de 28,5V, putere consumată de 13,5W, alimentarea ei executându-se prin cuplarea contactului „Radio-SPU” de pe tabloul electric din dreapta al cabinei pilotului-elev.

 

2.4.2 – INSTALAŢIA DE RADIOLOCAŢIE DE BORD a avionului MiG-21 US este de tipul SRD-5MK „Kvant”, fiind un telemetrul radar instalat în conul mobil de transformare a undelor de şoc.

Radiotelemetrul este destinat stabilirii prin metoda de radiolocaţie a distanţei până la ţintă, a vitezei de apropiere de ţintă şi pentru stabilirea momentului de lansare eficace a rachetelor autoghidate prin introduxcerea continuă în mecanismul de calcul al aparatului de ochire ASP-5ND a tensiunilor, proporţionale cu distanţa. SRD-5MK are două regimuri de funcţionare, un regim de funcţionare împreună cu mitraliera şi armamentul reactiv neghidat (regim A) şi unul de funcţionare împreună cu armamentul reactiv autodirijat (regim B). Stabilirea regimului de lucru al radiotelemetrului se face cu ajutorul unui comutator („Mitralieră, PR-RA) dispus în cabina I. 

Radiotelemetrul SRD-5MK este compus din antena comună cu circuitul ghidului de undă (bloc K-1), blocul de recepţie-emisie (bloc 2M) dispus în compartimentul superior al instalaţiei, între cadrele C2 şi C2A (pe axul de simetrie al avionului), blocul de recepţie telemetric (bloc 3) dispus în compartimentul superior al instalaţiei, între cadrele C2A şi C2B (deasupra blocului 2M), blocul de alimentare (bloc 4) dispus în compartimentul superior al instalaţiei, între cadrele C2A şi C3 (deasupra blocului 2M), blocul de viteză (bloc 5) dispus în compartimentul superior al instalaţiei, între cadrele C2A şi C3 (sub blocul 3), blocul de control şi de reglaj (bloc K-6) dispus în compartimentul superior al instalaţiei (lângă cadrul C3), blocul de comparare (alcătuit din două blocuri – 2K-8 şi K-8UT) dispus în compartimentul superior al instalaţiei, între cadrele C4 şi C5 (în stânga), calculatorul de distanţă permisă (VRD-2A) dispus în compartimentul superior al instalaţiei, între cadrele C4 şi C5 (aproape de bordul din dreapta), indicatorul de distanţă UD-1 (alcătuit din două blocuri, dispuse câte unul în fiecare cabină), transmiţătorul de viteză proprie DVS-5 (dispus în compartimentul superior al instalaţiei, între cadrele C4 şi C5), receptorul de temperatură P-5 (dispus în partea inferioară din faţă a fuselajului, pe învelişul exterior, lângă cadrul C5 şi în dreapta lui), stabilizatorul de tensiune (bloc 9) dispus în compartimentul superior al instalaţiei, între cadrele C2 şi C2A, becul de semnalizare „Lansare permisă (două bucăţi de culoare verde, câte unul în fiecare cabină), becurile roşii de semnalizare „Degajează (în cabina I) şi „Degajează din atac” (în cabina II), comutatorul regimului de lucru „Mitralieră, PRND-RA” şi butonul „Anularea ţintei (ambele în cabina I), cupla de control „Kvant (dispusă în compartimentul superior al instalaţiei, lângă cadrul C2 şi deasupra bordului din stânga) şi cupla pentru măsurarea puterii (dispusă în compartimentul superior al instalaţiei, între cadrele C2 şi C2A),  precum şi completul de cabluri şi fidere (alimentarea cu energie electrică a radiotelemetrului se face de la reţeaua de bord a avionului, cu CC cu tensiunea de 28,5 V şi cu CA monofazat cu tensiunea de 115 V, 400 Hz, de la convertizorul PO-1500 VT-3I).

Radiotelemetrul SRD-5MK asigura armamentului de la bord o rază eficace de maxim 6,5 kilometri.

 

 

2.5 – ARMAMENTUL ŞI SISTEMELE DE SALVARE

 

2.5.1 – ARMAMENTUL variantei MiG-21 US nu include armament artileristic fix, fiind alcătuit din trei puncte de acroşare, unul ventral, sub fuselajul central, şi câte unul sub fiecare aripă. Grinda ventrală este rezervată acroşării unui rezervor suplimentar de combustibil cu o capacitate de 490 litri (tip PTB-490), dar şi unei mitraliere în gondolă tip GP-A-12,7, mitralieră Afanasiev A-12,7 ce dispune de 100 proiectile de calibru 12,7 milimetri, destinată a rectifica lipsa armamentului artileristic fix necesar executării de trageri aer-sol de instrucţie şi nu numai. Pe grinzile de acroşare armament de sub aripi se poate monta un total de 1000 kilograme încărcătură ofensivă aer-aer sau aer-sol.

Pentru misiunile de lansare rachete aer-aer de antrenament, avionul MiG-21 US poate acroşa două rachete aer-aer R-3S (cunoscute şi drept K-13A), rachetă derivată din K-13 şi având performanţe superioare (rază eficace 1–7 kilometri), denumită în cod NATO „AA-2A Atoll”.

Pentru misiunile aer-sol, dubla MiG-21 US poate acroşa următoarele tipuri de armament ofensiv aer-sol:

– două blocuri PRND UB-16-57U cu 16 PRND-uri de tipul S-5M (ARS-57M), calibru 57 milimetri, pe grinzi de armament tip BD3-60-21U, sau

– două rachete aer-sol neghidate tip S-24, sau

– două bombe de 100/250 kilograme.

Pentru utilizarea armamentului de la bord, dubla MiG-21 US dispune de un colimator giroscopic tip ASP-5ND instalat în cabina I (cabina pilotului-elev), colimator ce lucrează în complet cu telemetrul radar de tip SRD-5MK „Kvant instalat în conul mobil de transformare a undelor de şoc.

 

2.5.2 – SISTEMUL DE SALVARE de la bordul avionului MiG-21 US este reprezentat de scaunul de catapultare tip KM-1, scaun care dotează cele două posturi de pilotaj, proiectat şi dezvoltat de către Biroul de Proiectare MiG.

KM-1 este un scaun de catapultare de generaţia II, dotat cu un motor rachetă cu combustibil solid şi cu sisteme ce asigură părăsirea în siguranţă a aparatului de zbor în situaţii de urgenţă. Pentru a se evita coliziunea accidentală în aer la catapultare, celor două scaune li se imprimă traiectorii divergente prin intermediul montării sub un anumit unghi al duzelor de evacuare a gazelor rezultate în urma funcţionării motorului-rachetă cu combustibil solid, cele două scaune fiind astfel diferenţiate drept KM-1U (pentru cabina I) şi KM-1 I (pentru cabina II).

Pentru detalii constructive şi despre funcţionare, vezi KM-1. (link)

 

 

3. CARACTERISTICI TEHNICO-TACTICE

 

MiG-21 US (Izdelie 68A)

Cod NATO Mongol-B

Echipaj

2 piloţi

Anvergură

7,15 m

Suprafaţă portantă

23 m2

Unghi de săgeată aripă

57°

Lungime       

                      fără tub Pitot

                               cu tub Pitot

 

13,46 m

15,76 m

Înălţime

4,125 m

Greutate gol

 

Greutate normală de decolare

7900 kg

Greutate la decolare fără acroşaje

 

                                                   

7920 kg (cu 2 x R-3S)

7910 kg (cu 2 x FAB-100)

7890 kg (cu 2 x UB-16-57UB)

8250 kg (cu 2 x S-24)

8210 kg (cu 2 x FAB-250)

Greutate la decolare cu 1 x GP-A-12,7

                         

7980 kg (cu 2 x R-3S)

7970 kg (cu 2 x FAB-100)

7950 kg (cu 2 x UB-16-57UB)

8310 kg (cu 2 x S-24)

8270 kg (cu 2 x FAB-250)

Greutate la decolare cu 1 RS (PTB-490)

                         

8370 kg (cu 2 x R-3S)

8360 kg (cu 2 x FAB-100)

8340 kg (cu 2 x UB-16-57UB)

8700 kg (cu 2 x S-24)

8660 kg (cu 2 x FAB-250)

Greutate maximă la decolare

9500 kg

Viteză maximă                

 la H = 2000 m

la H = 12500 m

 

1200 km/h

2175 km/h (M 2,05)

Plafon static

17700 m

Distanţă maximă de zbor     

      fără RS

cu RS

 

1210 km

1450 km

Motorizare

1 x Tumanskii R11F2S-300

Tracţiune

maximă

cu postcombustie

 

3950 kgf

6175 kgf

Armament fix

Armament acroşat

1 x GP-A-12,7 (unitate de foc de 100 proiectile)

1000 kg bombe sau rachete aer-aer

 

 

4. ÎN SERVICIUL AVIAŢIEI MILITARE ROMÂNE

 

În perioada 19 ianuarie 1969 – 5 septembrie 1970, 11 aparate de zbor aparţinând variantei MiG-21 US vor fi importate din URSS şi introduse în serviciu, fiind distribuite regimentelor de luptă şi centrului de trecere de la Bacău. 

 

 

5. AVIOANE MiG-21 US EXPUSE ÎN ŢARĂ

 

La ora actuală, nu există avioane cu dublă comandă MiG-21 US expuse pe teritoriul ţării.

 

 

6. CENTRALIZATOR AVIOANE MiG-21 US

 

Nr. crt.

Număr de bord

Seria de fabricaţie

Data intrării în serviciu

Observaţii

1

3406

06685134

19 ian. 1969

CASAT

2

3907

07685139

27 sep. 1969

PRĂBUŞIT

3

3908

08685139

10 iulie 1969

DISTRUS

4

3909

09685139

10 iulie 1969

PRĂBUŞIT

5

3910

10685139

1 sep. 1969

STOCAT

6

4107

07685141

19 nov. 1969

PRĂBUŞIT

7

4109

09685141

11 nov. 1969

STOCAT

8

4702

02685147

 

PRĂBUŞIT

9

4703

03685147

5 sep. 1970

CASAT

10

4708

08685147

2 sep. 1970

CASAT

11

4709

09685147

2 sep. 1970

CASAT

 

 

NOTĂ: informaţiile de mai sus nu sunt complete şi pot conţine date eronate. Rugăm respectuos pe toţi cei ce au cunoştinţe despre descrierea tehnică şi/sau istoricul operativ al avionului supersonic cu dublă comandă MiG-21 US să contribuie la completarea şi/sau corectarea datelor de mai sus, contactându-ne. Echipa „Aripi Argintii” va actualiza informaţiile de mai sus de fiecare dată când va intra în posesia unor date pretabile publicării. Vă mulţumim!

 




Comentarii:

Constantin Bogdan

a scris la 2014-02-02 20:56:54

3910 e expus la MAv

Comenteaza:

Aripi Romanesti Muzeul Aviatiei Romanian Spotters Resboiu Povesti de aerodrom Pilot magazin Romania Militara Info Aviatie Aviatia.ro Pilot MIG Aviatia Magazin Fundatia Serbanescu Fundatia Cer Senin Fan Club Dorel Luca