MiG-21 M

 

MiG-21 M

 

 

Una dintre cele mai perfecţionate variante ale avionului supersonic de vânătoare MiG-21, varianta M s-a desprins de betonul pistei de decolare-aterizare în primul său zbor în anul 1968, pentru ca uzina GAZ-30 „Znamia Truda din Moscova să livreze în acelaşi an primul lot de nouă aparate Aviaţiei Militare Sovietice. Nu după multă vreme, avionul MiG-21 M va fi exportat în Bulgaria, Cehoslovacia, Egipt, Germania de Est, Polonia, România şi Siria, în timp ce India a preferat să achiziţioneze licenţa de fabricaţie.

 

  

1. PREZENTARE GENERALĂ

 

 Avionul MiG-ul 21 M (Izdelie 96A) – avion monoloc uşor de vânătoare şi interceptare de front – este destinat pentru nimicirea avioanelor şi a mijloacelor de atac aerian fără pilot ale inamicului în aer şi, în primul rând, al avioanelor de bombardament şi de vânătoare-bombardament, precum şi a rachetelor cu aripi de clasă „aer-sol” şi „sol-sol pe căile de acces la trupele şi obiectivele acoperite. În varianta de avion de vânătoare-bombardament de front, avionul MiG-21 M se poate folosi pentru nimicirea ţintelor terestre şi maritime deschise.

 

Avionul MiG-21 M este un avion monoloc cu aripă mediană în delta, cu ampenaj în săgeată şi stabilizator comandat. Aripa este prevăzută cu flapsuri utilate cu o instalaţie de accelerare a stratului limită, în timp ce pentru micşorarea lungimii rulajului la decolare, se pot folosi acceleratoare reactive cu pulbere. Pe avion este instalat un singur motor turboreactiv de tipul 37F2S (R-11F2S-300), având o tracţiune de 6200 kgf în regim de forţaj şi de 3900 kgf în regim maximal.

 

Cantitatea de combustibil principală (2680 litri) este dispusă în şase rezervoare din interiorul fuselajului, un rezervor complementar şi patru rezervoare (compartimente) în planuri; în plus, sub planuri se pot acroşa două rezervoare suplimentare a câte 490 litri, iar sub fuselaj, un rezervor suplimentar de 490 sau 800 litri.

 

Avionul de vânătoare MiG-21 M are următoarele variante de armament de bord:

 

– 4 rachete R-3S de clasă „aer-aer (rachetă prevăzută cu ogivă termică de autodirijare),

 

– 4 rachete RS-2-US de clasă „aer-aer” (rachetă dirijată pe ţintă prin fascicul radio),

 

– 4 rachete nedirijate de clasă „aer-sol, de tipul S-24,

 

– 4 containere PRND de tipul UB-16-57UM,

 

– bombe de 100/250/500 kg.

 

În plus, la bordul avionului este montat un tun jumelat de 23 milimetri de tipul GŞ-23L, având cadenţă de tragere de 3400 lovituri pe minut.

 

Descoperirea ţintelor aeriene şi comanda focului se realizează cu ajutorul radiolocatorului de ochire de tipul RP-21MA, iar pentru efectuarea ochirii asupra ţintelor aeriene şi terestre, la bordul avionului este montat un colimator de tipul ASP-PF-21. În plus, avionul este prevăzut cu un sistem de dirijare semiautomat asupra ţintelor aeriene de tipul ARL-S („Lazur).

 

În cadrul acţiunilor de luptă, cu avionul MiG-21 M se pot nimici cu succes ţinte aeriene manevriere şi nemanevriere, cum ar fi avioanele de bombardament, de vânătoare-bombardament şi rachetele cu aripi, ce au viteze de zbor de maxim 2300 – 2400 km/h, precum şi baloanele aeriene automate, la înălţimi de maxim 19000 – 20000 metri. Dirijarea de la sol a avionului asupra ţintelor aeriene se realizează cu ajutorul aparaturii de dirijare instrumentală, cu transmiterea comenzilor prin linia radiotelemecanică „Lazur sau prin radio, în regim de fonie.

 

Posibilităţile de manevră ale avionului de vânătoare MiG-21 M, condiţionate de o înaltă tracţiune şi de suprasarcini disponibile mari, permit pilotului să execute o luptă aerienă manevrieră ofensivă cu avioanele tactice ale inamicului, în toată gama înălţimilor de întrebuinţare în luptă a acestor avioane, şi să obţină superioritate tactică. De asemenea, cu avionul MiG-21 M se pot executa toate figurile de înaltă acrobaţie, eficacitatea organelor de comandă în acest caz menţinându-se bună.

 

Avionul MiG-21 M poate fi folosit cu eficacitate pentru nimicirea ţintelor terestre de dimensiuni mici, fixe şi mobile, cum ar fi mijloacele de atac nuclear, mijloacele radiotehnice de conducere, trupele în marş, bateriile de rachete antiaeriene dirijate, trenurile de cale ferată, navele mici, etc., cât şi pentru cercetare aeriană vizuală.

 

 

 

2. DESCRIERE TEHNICĂ

 

 

 

2.1 – CELULA

  

Construcţia avionului MiG-21 M este în întregime metalică, înglobând în mare parte duraluminiu (tip D-16), dar şi aliaje de aluminiu (tip V-95-T 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 radarului de bord 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 (între 1,2–3,5 milimetri). 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 87 centimetri; canalul de aer se ramifică în două canale semieliptice, care se reunesc în zona cadrului C16,

 

– conul de transformare a undelor de şoc (con axial mobil), cu o cursă reglabilă prin intermediul sistemului UVD-2M, sistem destinat comenzii automate a conului dispozitivului de admisie în funcţie de regimul de lucru al motorului turboreactor, pentru obţinerea unei tracţiuni maxime eficace a motorului şi pentru asigurarea unei funcţionări stabile a lui în toate regimurile de zbor; deoarece în timpul zborului avionul MiG-21 M are un anumit unghi de incidenţă, axa conului este înclinată cu 3° către în jos,

 

– radarul de control al tragerii RP-21MA (Izdelie 830MA)instalat în interiorul conului,

 

– tubul Pitot tip PVD-7 (1,57 metri lungime) dispus deasupra prizei de admisie inelare (locul de fixare este între cadrul C3 şi C4), pe axa de simetrie a avionului,

 

– o priză de admisie dorsală, poziţionată imediat în spatele carenajului tubului Pitot PVD-7 şi destinată răcirii blocului radarului RP-21MA,

 

– un tub Pitot de rezervă, de tip PVD-156M, este dispus dreapta-sus, între cadrele C3 şi C4,

 

– traductor unghi de incidenţă tip DUA-3, montat lateral-stânga, în imediata apropiere a prizei de admisie inelare,

 

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

 

– antena (metalică) cu trei elemente din completul aparatului de interogare-răspuns din sistemul de recunoaştere prin radiolocaţie SRZO-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, între cadrele C9 şi C11, 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,

 

– tunul de bord cu ţeavă jumelată Griazev-Şipunov GŞ-23L, poziţionat ventral, între cadrele C11 şi C16,

 

– două frâne aerodinamice anterioare, montate ventral stânga-dreapta între cadrele C11 şi C13 (ataşate de C11), acţionate prin verine hidraulice şi având un unghi de bracare maxim de 35°,

 

– cabina presurizată (etanşeizată termic şi acustic cu vată de sticlă) cu postul de pilotaj se află dispusă între cadrele C6 şi C11 şi este dotată cu scaun de catapultare tip KM-1 şi o cupolă articulată lateral-dreapta (cu deschidere manuală), fiind plasată deasupra fuselajului anterior, fapt ce asigură o bună vizibilitate periferică; în scopul asigurării posibilităţii de observare vizuală a emisferei posterioare a avionului, cupola este dotată cu un periscop tip TS-27 AMŞ,

 

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

 

– rezervoare de combustibil (vezi mai jos).

 

Trebuie menţionat faptul că numărul de înmatriculare al fiecărui aparat de zbor de tip MiG-21 M 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:

 

– şapte rezervoare centrale de combustibil ce înconjoară canalizaţia de aer a motorului, dispuse între cadrele C13 şi C28, lucrările de inspecţie şi întreţinere a lor executându-se prin îndepărtarea unor panouri de acces prinse în şuruburi, 

 

– un compartiment situat în 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 carac de vizitare,

 

– unitatea de foc a tunului de bord GŞ-23L, 200 proiectile de calibru 23 milimetri,

 

– o coamă dorsală, ce adăposteşte un rezervor de combustibil (nr. 7), tije de comandă, linii electrice şi conducte ale instalaţiei de combustibil şi ale celei electrice, coamă ce uneşte compartimentul echipamentelor electronice din spatele cupolei de baza ampenajului vertical,

 

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

 

– grinda de acroşare armament ventrală, dispusă în montaj demontabil între cadrele C16 şi C22 şi destinată în principal acroşării unui rezervor suplimentar de combustibil tip PTB-490 (490 litri),

 

– 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 R-11F2S(K)-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 30 HGSNA, unul orizontal (de 16 mm diametru) şi şapte verticale (unul de 8 mm, unul de 12 mm, unul de 18 mm, două de 22 mm şi două de 30 mm), zona încastrării aripilor cu fuselajul fiind protejată printr-un carenaj prins în şuruburi.

 

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 sistemului ARL-S Lazur şi 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.

 

– între cadrele C34 şi C36, se găsesc dispuse pe suprafaţa fuselajului posterior trei prize aerodinamice pentru răcirea inelului ajutajului reglabil, 

 

– un carenaj terminat 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-5759-58 (PT-21UT). 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 rola 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 R-11F2S(K)-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 560 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 interogare-răspuns din sistemul de recunoaştere prin radiolocaţie SRZO-2 (pentru gama II), destinate recepţiei/emisiei din/către emisfera inferioară, şi câte-o grindă de armament demontabilă tip BD3-60-21U.

 

La extradosul aripilor, avionul MiG-21 M 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 SRZO-2 (pentru gama I), destinate emisferei frontale (pastile dielectrice de culoare albă integrate unui carenaj metalic vopsit în culoarea verde), două antene tip SZM-1 S din completul staţiei de avertizare la iradierea cu fascicul de radiolocaţie SPO-10 Sirena-3M destinate emisferei frontale (pastile dielectrice de culoare albă) 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, între grinda de armament exterioară şi capătul de plan.

 

  

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-2M (dispus în derivă sub antena ORD-2, acoperit de un carenaj metalic semieliptic localizat între nervurile N10 şi N11) din completul KSI, două antene tip SZM-1S din completul staţiei de avertizare la iradierea cu fascicul de radiolocaţie SPO-10 Sirena-3M destinate emisferei frontale (pastile dielectrice de culoare albă, dispuse în partea dreaptă a carenajului traductorului ID-2M, către bordul de fugă), 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/emisiei din/în emisfera posterioară şi aflate în completul aparatului de interogare-răspuns din sistemul de recunoaştere prin radiolocaţie SRZO-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-2MK (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 M 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 M este alcătuit din şapte rezervoare integrate în fuselaj (şase elastice şi unul metalic – nr. 7) şi patru rezervoare integrate în aripi, totalizând 2680 litri (consumabili 2600) de petrol de aviaţie tip T-1 (GOST 4138-49) sau TS-1 (GOST 7149-54), plus un rezervor suplimentar de combustibil tip PTB-490 (capacitate 490 litri) sau PTB-800 (capacitate 800 litri) acroşat pe pilonul ventral sau două PTB-490 pe pilonii exteriori, trei pompe electrice (montate în rezervoarele nr. 2, 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 11 rezervoare astfel:

 

– 580 litri în rezervorul din fuselaj nr. 2 (dispus între cadrele C13 şi C16),

 

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

 

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

 

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

 

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

 

– 510 litri în rezervorul metalic complementar nr. 7 (dispus între cadrele C13 şi C22),

 

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

 

– câte 100 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) de combustibil tip PTB-490 sau PTB-800 pe pilonul ventral şi a unuia tip PTB-490 pe ambii piloni exteriori de sub aripi. Astfel, cantitatea totală de combustibil consumabil (inclusiv cele trei rezervoare suplimentare) se ridică la 4460 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. 7, în timp ce fiecare rezervor 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 instalaţii pneumatice separate, şi anume o instalaţia 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.

 

Instalaţia 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.

 

Instalaţia pneumatică de intervenţie este utilizată în cazul scăderii presiunii din instalaţia pneumatică principală pentru scoaterea trenului de aterizare şi pentru frânarea roţilor jambelor principale ale trenului de aterizare.

 

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 instalaţiei pneumatice principale este stocat într-o butelie cilindrică de 4,4 litri, două butelii sferice de 2 litri fiecare şi două butelii de 2,2 litri fiecare (dispuse în jambele principale ale trenului de aterizare). Instalaţia 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 instalaţii se execută de la buteliile 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 MiG-21 M este reprezentată de motorul turboreactor monoflux de tip Tumanskii R-11F2S(K)-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 R-11F2S(K)-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 patru 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. În plus, avionul MiG-21 M dispune şi de un generator sincron de curent alternativ trifazat (cu excitaţie în curent continuu) tip SGO-8 de 115 V CA.

 

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 podeaua cabinei, 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 M este reprezentat de completul KKO-5, complet ce asigură presiunea suplimentară de oxigen (O2) în sistemul de respiraţie şi în camerele dispozitivului de întindere a costumului de compensare la mare înălţime, care se reglează automat funcţie de înălţimea de zbor a avionului.  

 

Completul KKO-5 este compus din aparatul de O2 KP-52M, regulatorul de debit de O2, comanda de distanţă DU-7, dispozitivul de ventilaţie a căştii VUS-6, completul furtunurilor de O2 KŞ-52, regulatorul de O2 KR-226A, indicatorul de O2 IK-52, manometrul presiunii suplimentare M-2000K, robinetul de O2 KV-2MS, completul cu armătura de bord, butelii sferice de O2 (3 bucăţi KBŞ-2 – capacitate 2 litri – şi 1 bucată KBŞ-4 – capacitate 4 litri – dispuse în nervurile de bază ale consolelor aripilor – una de 2 litri şi una de 4 litri în dreapta, iar celelalte două în stânga ), aparatul de O2 pentru paraşută KP-27M şi cupla unificată ORK-11A. 

 

Completul echipamentului pilotului este alcătuit din costumul de compensare la mare înălţime VKK-6, casca etanşă GŞ-6 (sau casca de protecţie ZŞ-3) cu masca de O2 KM-32M, şi costumul de ventilaţie, acest echipament asigurând supravieţuirea în cazul unei catapultări la mare altitudine.

 

 

2.3.3 – APARATELE  ŞI ECHIPAMENTELE DE BORD cu care este dotat avionul MiG-21 M – pe lângă aparatele de bord uzuale (altimetrul VDI-30K, vitezometrul combinat KUSI-2500K, machmetrul M-2,5K, giroorizontul AGD-1, aparatul combinat DA-200, radioaltimetrul UV-57, ceasul de bord ACIS-1MK, debitmetru RTS-16A-5,6, termometrul gazelor de eşapament TVG-1K (TVG-164), tahometrul dublu ITE-2KI, manometrul de ulei la distanţă DIM-8T, manometrul hidraulic 2EDMM-250A, indicatorul poziţiei conului UPES-8, indicatorul de suprasarcini AM-10K, etc.) – sunt reprezentate de un radiocompas ARK-10 cu două antene de recepţie (o antenă-cadru – de directivitate – dispusă ventral, în faţa nişei jambei anterioare, şi una omnidirecţională, dispusă în inserţia din material radiotransparent a părţii anterioare a contraderivei), 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 radiofar tip MRP-56P (antena este localizată ventral, între cadrele 30 şi 31), 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 SRZO-2 cu cele opt antene din compunea aparatului său de răspuns, patru pentru gama I (câte una în bordul de atac al aripilor, destinate emisiei-recepţiei în 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 emisie-recepţiei către/de la sol) şi două pentru gama III (una montată sub fuselajul frontal, destinată emisiei-recepţiei în 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-3cu 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, destintă emisferei posterioare) şi una de tip ORD-2 (în interiorul derivei, dispusă sub un carenaj radiotransparent din fibră de sticlă, montat vertical stânga-dreapta), o staţie de avertizare la iradierea cu fascicul de radiolocaţie SPO-3 Sirena-3, ale cărui antene sunt dispuse pe bordul de atac al aripilor (pentru emisfera anterioară) şi în lateralele vârfului derivei (pentru emisfera posterioară),etc.

 

 

2.4 – INSTALAŢII RADIO ŞI RADIOLOCAŢIE

 

2.4.1 – INSTALAŢIA RADIO
a avionului cu simplă comandă MiG-21 M este reprezentată de staţia radio RSIU-5V.

 

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 (dispus în compartimentul superior al aparaturii radioelectrice din faţa cabinei, între cadrele C4 şi C5, în stânga-sus), antena de emisie-recepţie (antenă dispusă sub un carenaj dielectric de mari dimensiuni, carenaj vopsit în culoarea verde şi poziţionat în vârful derivei, pe bordul ei de atac), panoul de comandă P-1K din cabină, butonul de emisie (localizat pe maneta de gaze) şi blocul UK-2M (amplificator de joasă frecvenţă care permite adaptarea receptorului cu diferite căşti de zbor), dispus pe tabloul din stânga, 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).

  

2.4.2 – INSTALAŢIA DE RADIOLOCAŢIE DE BORD a avionului MiG-21 M este de tipul RP-21MA (Izdelie 830MA).

 

Radiolocatorul de descoperire, încadrare şi ochire RP-21MA asigură exploatarea automată a spaţiului în sectorul emisferei din faţă (în azimut de ±30°, în elevaţie de ±12° şi în distanţă de până la 20 kilometri), încadrarea semiautomată a ţintei aeriene (ŢA) după descoperire şi urmărirea automată în coordonate unghiulare şi în distanţă, indicarea ŢA în regim de explorare şi ochire (autourmărire) pe acelaşi indicator electronic, ochirea şi tragerea cu proiectile dirijate şi autodirijate, rezolvarea automată şi reprezentarea pe indicatorul staţiei a zonei tragerilor posibile în funcţie de înălţimea de zbor, viteza de apropiere a avionului de interceptare faţă de ŢA, indicarea apartenenţei proprii a ŢA de identificat după semnalul furnizat de staţia de radiolocaţie de identificare SRZO-2 (în regim de explorare), funcţionarea în condiţii de bruiaj în impluls asincron, cât şi regim de autourmărire, precum şi funcţionare în regim de bruiaj pasiv lansat în direcţia avionului de interceptare (în regim de încadrare şi autourmărire), aplicarea semnalului bruiajului cu amplitudine constantă (după comutarea staţiei în regim de funcţionare pe bruiaj) şi indicarea şi urmărirea automată a sursei de bruiaj de zgomot cu amplitudine constantă în coordonate unghiulare (fără determinarea distanţei până la sursă), trecerea automată a staţiei radar în regim de explorare când se întrerupe funcţionarea sursei de bruiaj de zgomot cu amplitudine constantă, precum şi aplicarea la aparatul de ochire a distanţei curente până la ŢA (în regim de telemetrie aproximativă şi precisă).

 

Situaţia aeriană detectată de radarul RP-21MA este afişată pe un ecran (tub catodic) circular – poziţionat în centrul planşei de bord – înconjurat de o margine de cauciuc ce asigură pilotului o discriminare bună a indicaţiilor, protejând împotriva reflexiilor razelor solare.

 

Ghidajul la ţintă, asigurat de la sol de către navigatorul aflat în punctul de comandă, se realizează prin intermediul sistemului Vozduh-1, sistem dotat cu magistrala de comunicaţii secretizate ARL-S Lazur, a cărei antenă se află dispusă în carenajul dielectric din jumătatea anterioară a contraderivei.

 

Stabilizarea antenei radiolocatorului se asigură cu centrala giroverticală de bord (traductor giroscopic) din compunerea sistemului direcţional KSI. Alimentarea cu energie electrică se realizează cu CC (27V) de la reţeaua de bord a avionului, iar cu CA monofazat de 115 V/400 Hz de la convertizorul PO-1500VT, cu CA de 115 V/400 – 900 Hz de la generatorul de bord SG-8 şi cu CA de 36 V/400 Hz de la convertizorul PT-500.

 

 

2.5 – ARMAMENTUL ŞI SISTEMELE DE SALVARE

   

2.5.1 – ARMAMENTUL avionului MiG-21 M este compus din armament artileristic fix şi armament acroşabil.

 

Armamentul artileristic fix contră dintr-un tun de bord cu ţeavă jumelată tip Griazev-Şipunov GŞ-23L de calibru 23 milimetri (cadenţă de tragere 3400 lovituri pe minut), montat ventral între cadrele C11 şi C13 ale fuselajului anterior, tun protejat de un carenaj demontabil. Pentru operaţii de alimentare cu muniţie şi de întreţinere, ansamblul tunului poate fi coborât din interiorul fuselajului prin intermediul unor cabluri (sistem similar cu cel de pe MiG-15).

 

Pe lângă armamentul artileristic fix, avionul MiG-21 M dispune de cinci puncte de acroşare, unul ventral, sub fuselajul central, şi câte două sub fiecare aripă. Grida ventrală este rezervată acroşării unui rezervor suplimentar de combustibil (PTP-490 sau PTB-800), în timp ce pe grinzile de acroşare armament de sub aripi se poate monta – funcţie de misiune – un total de 1000 kilograme încărcătură ofensivă aer-aer, aer-sol sau mixtă, precum şi alte două rezervoare suplimentare tip PTB-490 (pe grinzile exterioare).

 

Avionul MiG-21 M poate acroşa următoarele tipuri de armament aer-aer:

 

– patru 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, sau

 

– patru rachete aer-aer cu rază scurtă de acţiune  şi ghidaj prin fascicul de radiolocaţie RS-2-US (K-5MS), pe grinzi de lansare tip APU-7.

 

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

 

– patru 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

 

– patru rachete aer-sol neghidate de tip S-24 (calibru 240 milimetri), sau

 

– câte patru bombe de 100/250 kilograme sau două bombe de 500 kilograme.

  

2.5.2 – SISTEMUL DE SALVARE de la bordul avionului MiG-21 M constă în scaunul de catapultare tip KM-1, scaun 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, la orice înălţimi şi la viteze cuprinse între 130 şi 1200 km/h.

 

Pentru detalii, vezi KM-1 (în curând).


 

3. CARACTERISTICI TEHNICO-TACTICE

  

MiG-21 M (Izdelie 96A)

Cod NATO Fishbed-J

Echipaj

1 pilot

Anvergură

7,15 m

Suprafaţă portantă

23 m2

Unghi de săgeată aripă

57°

Lungime   

fără tub Pitot
  cu tub Pitot

 

14,10 m
15,00 m

Înălţime

4,125 m

Greutate gol

5820 kg

Greutate la decolare în configuraţie lisă (gol-echipat)

 

8130 kg

Greutatea normală la aterizare

6800 kg

Greutate la decolare fără RS

8320 kg (cu 2 x R-3S/RS-2-US)8510 kg (cu 4 x R-3S/RS-2-US)8370 kg (cu 2 x UB-16-57U)
8610 kg (cu 4 x UB-16-57U)
9130 kg (cu 8 x FAB-100)
9380 kg (cu 10 x FAB-100)
8630 kg (cu 2 x S-24)
9130 kg (cu 4 x S-24)
8630 kg (cu 2 x FAB-250)
9130 kg (cu 4 x FAB-250)
9130 kg (cu 2 x FAB-500)
8820 kg (cu 2 x R-3S/RS-2-US + 2 x S-24)
8560 kg (cu 2 x R-3S/RS-2-US + 2 x UB-16-57U)

Greutate la decolare cu 1 RS de 490 l

8790 kg (cu 2 x R-3S/RS-2-US)8980 kg (cu 4 x R-3S/RS-2-US)8840 kg (cu 2 x UB-16-57U)
9080 kg (cu 4 x UB-16-57U)
8850 kg (cu 2 x FAB-100)
9100 kg (cu 4 x FAB-100)
9100 kg (cu 2 x S-24)
9600 kg (cu 4 x S-24)
9100 kg (cu 2 x FAB-250)
9600 kg (cu 4 x FAB-250)
9600 kg (cu 2 x FAB-500)
9290 kg (cu 2 x R-3S/RS-2-US + 2 x S-24)
9030 kg (cu 2 x R-3S/RS-2-US + 2 x UB-16-57U)

Greutate la decolare cu 1 RS de 800 l

9040 kg (cu 2 x R-3S/RS-2-US)
9230 kg (cu 4 x R-3S/RS-2-US)9330 kg (cu 4 x UB-16-57U)
9100 kg (cu 2 x FAB-100)
9350 kg (cu 2 x S-24)
9350 kg (cu 2 x FAB-250)
9540 kg (cu 2 x R-3S/RS-2-US + 2 x S-24)
9270 kg (cu 2 x R-3S/RS-2-US + 2 x UB-16-57U)

Greutate la decolare cu 2 RS de 490 l

9260 kg (cu 2 x R-3S/RS-2-US)9560 kg (cu 2 x FAB-250)
9310 kg (cu 2 x UB-16-57U)

Greutate la decolare cu 3 RS de 490 l

9540 kg
9730 kg (cu 2 x R-3S/RS-2-US)
9780 kg (cu 2 x UB-16-57U)
9700 kg (cu 2 x FAB-100)

Greutate la decolare cu 2 RS de 490 l şi 1 RS de 800 l

9790 kg

Greutate maxim admisă la decolare

 

9800 kg

Cantitate maximă combustibil

intern
cu 3 RS de 490 l


 

2680 l
4120 l

Viteză maximă 

la nivelul mării
la H = 13000 m

 

1300 km/h
2230 km/h (M 2,1)

Viteză ascensională

 cu postcombustie
în regim maximal

 

120 m/s
50 m/s

Viteză de desprindere

320 – 330 km/h

Viteză de aterizare (cu instalaţia ASL cuplată şi flaps pe 45°)

 

270 km/h

Plafon practic         

cu 2 x R-3S
cu 4 x R-3S

 

18000 m
16800 m

Distanţă maximă de zbor cu acroşaje       

fără RS (cu 2 x R-3S)fără RS (cu 4 x R-3S)
cu 3 RS de 490 l


 

 

1200 km
1100 km
1950 km

Rulaj maxim la decolare (în forţaj total)                   

în configuraţie lisă
cu 2 x R-3S
cu 4 x R-3S

 

 

750 m
900 m
950 m

Rulaj maxim aterizare

cu paraşută de frânare
fără paraşută de frânare


 

550 m
950 m

Factor de suprasarcină maxim

7 (cu 2 x R-3S)
6 (cu 4 x R-3S)

Motorizare

1 x Tumanskii R-11F2S(K)-300

Tracţiune

maximă
cu postcombustie

 

3950 kgf
6200 kgf

Armament fix

1 x GŞ-23L (unitate de foc 200 proiectile)

Armament acroşat

1000 kg bombe sau rachete aer-aer

  

4. ÎN SERVICIUL AVIAŢIEI MILITARE ROMÂNE

 

 Primele aparate dintr-una din cele mai avansate variante ale MiG-ului 21, varianta M, vor fi introduse în serviciu operativ gradat, în număr mare, prima escadrilă venind în ţară pe 7 august 1969, un val masiv de 34 aparate fiind aduse în zbor pe data de 2 septembrie 1970, pentru ca ultimele exemplare din totalul de 68 bucăţi să fie recepţionate pe data de 21 septembrie a aceluiaşi an.

 

Marea majoritate a MiG-urilor 21 M vor fi distribuite Regimentului 57 de pe MK, în timp ce o mică parte din ele vor intra şi în dotarea Regimentului 91 de pe Deveselu şi a Centrului de Trecere pe Avioane Supersonice de la Bacău, centru căruia îi vor mai fi repartizate încă 14 M-uri în iunie 1979, atunci când regimentul cantacuzin va primi în dotare avioanele supersonice de vânătoare-bombardament cu aripi cu geometrie variabilă MiG-23. În plus, dupa înfiinţarea Escadrilei 48 Aviaţie Vânătoare-Bombardament pe Deveselu şi mutarea ei pe aerodromul Câmpia Turzii, unde se va transforma în Regimentul 71 Aviaţie Vânătoare, Vânătoare-Bombardament, o parte din M-uri vor intra şi în dotarea regimentului nou înfiinţat, rămânând în serviciu până la transformarea unora dintre ele în varianta modernizată LanceR, variantă din care mai sunt în serviciu activ în zilele noastre numai câteva exemplare.

 

 

 

5. AVIOANE MiG-21 M EXPUSE ÎN ŢARĂ

 

       – MiG-21 M, cu numărul de bord 807 – expus în aer liber, în oraşul Câmpia Turzii, judeţul Cluj;

 

– MiG-21 M, cu numărul de bord 903 – material didactic – expus în aer liber, în incinta Şcolii de Aplicaţie pentru Forţele Aeriene Boboc, judeţul Buzău.

 

 

6. CENTRALIZATOR AVIOANE MiG-21 M

  

Nr. crt.

Număr de bord

Seria de fabricaţie

Data intrării în serviciu

Observaţii

1

203

1203

07.08.1969

PRĂBUŞIT

2

211

1211

07.08.1969

LanceR A – STOCAT

3

212

1212

07.08.1969

LanceR A

4

213

1213

07.08.1969

LanceR A

5

214

1214

07.08.1969

PRĂBUŞIT

6

215

1215

07.08.1969

LanceR A – STOCAT

7

301

1301

07.08.1969

LanceR A – STOCAT

8

302

1302

07.08.1969

DISTRUS

9

303

1303

07.08.1969

PRĂBUŞIT

10

304

1304

07.08.1969

LanceR A

11

305

1305

07.08.1969

LanceR A – STOCAT

12

306

1306

07.08.1969

PRĂBUŞIT

13

307

1307

07.08.1969

PRĂBUŞIT

14

308

1308

07.08.1969

PRĂBUŞIT

15

503

1503

24.09.1969

STOCAT

16

504

1504

24.09.1969

CASAT

17

505

1505

24.09.1969

DISTRUS

18

506

1506

24.09.1969

LanceR A

19

507

1507

24.09.1969

CASAT

20

709

2709

2 sep. 1970

PRABUSIT

21

710

2710

02.09.1970

LanceR A – Expus la MAv

22

711

2711

02.09.1970

LanceR A – STOCAT

23

712

2712

02.09.1970

LanceR A

24

713

2713

02.09.1970

LanceR A – STOCAT

25

714

2714

02.09.1970

LanceR A – STOCAT

26

715

2715

02.09.1970

LanceR A – STOCAT

27

801

2801

02.09.1970

LanceR A – STOCAT

28

802

2802

02.09.1970

PRĂBUŞIT

29

803

2803

02.09.1970

LanceR A – STOCAT

30

804

2804

02.09.1970

LanceR A

31

805

2805

02.09.1970

CASAT

32

806

2806

02.09.1970

LanceR A – STOCAT

33

807

2807

02.09.1970

Expus – C. Turzii

34

808

2808

02.09.1970

LanceR A

35

809

2809

02.09.1970

CASAT

36

810

2810

02.09.1970

LanceR A – STOCAT

37

811

2811

02.09.1970

LanceR A

38

812

2812

02.09.1970

LanceR A

39

813

2813

02.09.1970

PRĂBUŞIT

40

814

2814

02.09.1970

PRĂBUŞIT

41

815

2815

02.09.1970

LanceR A – STOCAT

42

901

2901

02.09.1970

LanceR A

43

902

2902

02.09.1970

LanceR A

44

903

2903

02.09.1970

Material didactic - Boboc

45

904

2904

02.09.1970

LanceR A

46

905

2905

02.09.1970

?

47

906

2906

02.09.1970

LanceR A

48

907

2907

02.09.1970

LanceR A

49

908

2908

02.09.1970

LanceR A – STOCAT

50

909

2909

02.09.1970

PRĂBUŞIT

51

910

2910

02.09.1970

PRĂBUŞIT

52

911

2911

02.09.1970

LanceR A

53

912

2912

02.09.1970

?

54

913

2913

02.09.1970

LanceR A

55

915

2915

21.09.1970

DISTRUS

56

2037

 

 

?

57

2813

 

21.09.1970

?

58

2904

 

21.09.1970

?

59

2905

 

 

PRĂBUŞIT

60

2906

 

21.09.1970

?

61

2909

 

21.09.1970

?

62

2913

 

21.09.1970

?

63

2915

 

21.09.1970

?

64

3001

3001

21.09.1970

LanceR A

65

3002

3002

21.09.1970

LanceR A

66

3003

3003

21.09.1970

LanceR A

 

 

 

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 MiG-21 M 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:

dan

a scris la 2012-07-09 21:14:14

Materialul este bine structurat, dar, detaliati cu fotografii si schite tehnice daca se poate.Pana acum toata stima.

alinionescu

a raspuns la 2012-07-09 21:18:33

Vă mulţumim pentru aprecieri! Deocamdată strângem informaţii şi materiale pentru completarea tuturor descrierilor tehnice. Desigur, fără schiţe şi imagini, ele sunt greu de "digerat", iar pentru a înlătura acest neajuns, facem tot ce este posibil. Deci, urmăriţi în continuare acest site!

Oliver Armand

a scris la 2012-12-10 15:46:30

Ca o nota...una din cele mai perfectionate variante la noi in tara nu a fost varianta "M" ci a fost Mig-21MF din care au fost transformate in variante Lancer mai tarziu dupa anii `90...cele pe care le-ati enumerat. Din cate imi amintesc Mig-21MF aveau cea mai buna resursa de zbor, nu se aplica si pentru varianta "M", acestea fiind ceva mai vechi.

Cristi A

a scris la 2013-11-12 21:59:46

Stiu ca va cer mult insa nu ar fi fost potrivit ca in tabelul cu pierderi de aeronave sa fie mentionata si data accidentului..?

alinionescu

a raspuns la 2013-11-12 22:01:44

Deocamdata, se lucreaza la o lista mai completa, dar este destul de greu, deoarece informatiile sunt putine si, uneori, contradictorii. Oricum, fiti pe receptie pentru noutati.

Constantin Bogdan

a scris la 2014-02-02 20:56:48

503 e expus la MAv

Olario

a scris la 2015-01-12 09:08:47

http://www.desteptarea.ro/galerie-foto-a-fost-amplasat-mig-ul-la-iesirea-din-bacau/ ...am mai gasit unul care a parasit cerul.Macar incanta ochii celor care le-au admirat atatia ani si incrunta sprancenele celor care tremurau la decolarile in fortaj.

Mihail

a scris la 2015-02-08 20:00:34

MiG-21M nu a fost cea mai avansata varianta de MiG-21 exploatata de Romania, chiar si MiG-21MF fiind urmat de versiunea MF-75, care a fost "the best fighter" pana in februarie 1979 cand au sosit primele MiG-uri 23!. Nu stiu motivul pentru care nu a fost cumparata si varianta finala de productie, MiG-21bis, o "rara avis", varianta realizata pentru a ameliora toate deficientele variantelor precedente, mai ales in aceea ce priveste raza de actiune si sistemul de conducere a focului. Romania a fost singurul stat membru al Tratatului de la Varsovia care nu a cumparat sau nu a primit MiG-21bis.

Marius D

a scris la 2015-02-23 20:05:50

Pai tocmai din cauza MiG-ului 23 nu a mai cumparat Romania MiG-21Bis.

Mihail

a scris la 2015-02-24 08:02:19

Nu stiu daca achizitionarea MiG-ului 23MF/UB a fost motivul real pentru abandonarea cumpararii MiG-ului 21bis, deoarece si celelalte state membre ale Tratatului de la Varsovia au cumparat ambele tipuri de avioane iar altele dintre acestea chiar au cumparat si MiG-23ML/MLD ulterior. Mai degraba merg pe varianta refuzului lui Ceausescu de a mai cumpara tehnica sovietica in schimbul sprijinirii noilor programe romanesti de avioane militare IAR-93, IAR-95 si IAR-99. La sfarsitul anilor'70 si pana la mijlocul anilor'80 s-au facut eforturi pentru realizarea unui avion reactiv supersonic romanesc din clasa MiG-21, denumit IAR-95, s-a finalizat si proiectul si s-au construit cateva machete la scara redusa pentru teste aerodinamice, dar fara un motor disponibil, totul s-a oprit aici. Sovieticii si chinezii nu au dorit sa ne dea licenta de productie a motoarelor de pe MiG-21 sau MiG-23 si respectiv F-7, iar englezii de la Rolls Royce nu au dorit sa incalce embargoul impus tarilor comuniste si sa ne dea licenta motorului Spey - varianta militara cu post-combustie.

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