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Autor Tema: Su-25 / Su-39  (Leído 45298 veces)
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« Respuesta #15 : 12 Junio 2011, 19:21:24 »

Al mismo tiempo, se ultimaron todos los documentos relacionados con la realización de los trabajos en la aeronave y los permisos para el primer vuelo.

La dirección de la OKB deseaba que el avión volara antes de que finalice el año, pero no se consiguió terminar los trabajos necesarios y el vuelo fue aplazado para principios de enero de 1975

Antes de realizar el primer vuelo, V.S. Ilyushin llevaba a cabo algunos carreteos. En uno de ellos se observó la aparición de olor a aceite quemado en la cabina. La inspección supuso que un sello del sistema de aire acondicionado pudo haber fallado.

El 9 enero de 1975 se organizó una reunión de evaluación, encabezada por el Jefe del NII V.V. Utkin (Presidente) y los conocidos pilotos de prueba M.L. Gallai y I.I.Shelest. En ella, después de una revisión completa de materiales, planos y diseños, se autorizó al primer vuelo de la aeronave.

La fecha para el primer vuelo se fijo para el 13 de enero de 1975, desde el 11 de enero se llevó a cabo maniobras en tierra a alta velocidad con la elevación del tren de aterrizaje delantero de la pista. Después del rodaje V.S.Ilyushin confirmó la existencia no solo de olor sino de humo en la cabina.

La razón de su presencia se descubrió el 13 de enero en el día señalado para el primer vuelo, que en virtud de las circunstancias casi termina trágicamente. Puesto que no obtenía respuestas a sus preguntas V.P. Vasilev ordenó la mañana del 13 de enero "sacar" los motores al suelo una vez más, a pesar del hecho de que el diseñador general adjunto, E.A. Ivanov apresuraba la salida.
V.P.Vasilev y Yu. Ivashechkin a la cabeza del proyecto T-8, informó que la causa del humo no está determinada.
Eugeny Alekseevich decidió tomar el asunto en sus propias manos y llegó a la pista de aterrizaje, llevándose con él a petición de V.P. Vasilev al Jefe de propulsión I.M.Zaksa y al jefe del departamento de sistemas de sustento de vida Ю.М.nетрова. La reunión de expertos con la participación de V.S. Ilyushin no pudo articular una versión plausible de lo que está sucediendo en el avión y Vladimir Sergeevich, con tal impaciencia esperaba el primer vuelo del T-8, que considero que puede volar, pues el primer vuelo se realizaba por " formalidad " y se prolongaba menos de media hora.

Todos miraron a V.P. Vasilev, porque era el "amo" de la aeronave y sólo él podría decidir volar o no volar. El ingeniero responsable de la prueba responde por la aeronave que se le encomiendan y la vida del piloto, e incluso ni siquiera el diseñador general puede ordenar a despegar el avión.


Y Vitaly Pavlovich, tal como se demostró más tarde, tomó la única decisión correcta.
Estuvo de acuerdo en liberar a la máquina al vuelo después de otro control de los motores a la carrera. Durante el carreteo sucedió lo que podría haber ocurrido en vuelo: en el motor derecho se había roto los álabes de la turbina, atravesando la parte inferior del capó y comenzando un fuego. El equipo técnico logro extinguir rápidamente el fuego y el avión casi no sufrió daños.

Los motores fueron enviados a la OKB “Soyuz” para el análisis de la falla. Sus especialistas determinaron rápidamente las causas del fallo del motor. Resultó que en el desarrollo de los motores se movió un apoyo de las turbinas cerca de 50 mm. Esto llevó al aumento de las vibraciones de las palas, que finalmente llevó a la falla de un disco de la turbina y la destrucción de los pilares del rotor. En los soportes con funcionamiento anormal, el aceite se quemaba y el humo comienza a entrar en la cabina a través del sistema de aire acondicionado. Cuando los soportes volvieron a su ubicación original, todo funcionaba correctamente.

A mediados de febrero, los dos motores reformados llegaron a Moscú y el 21 de febrero, V.S. Ilyushin cumplió con otro rodaje.

El vuelo estaba previsto para el sábado 22 de febrero de 1975 (el permiso otorgado para el primer vuelo, emitido el 13 de enero, todavía tenía validez). El avión fue cuidadosamente preparado y el 22 de febrero de 1975, Vladimir Sergeyevich Ilyushin despegó en el primer prototipo del T-8.

Por lo tanto, este día se convirtió en el cumpleaños de estos nuevos aviones. Con el Su-25 regresó a la Unión Soviética la aviación de ataque a tierra.
No sin razón, a este evento, el Comandante Adjunto de la Fuerza Aérea, Mariscal del Aire A. Efimov, como un entusiasta y ferviente partidario de los nuevos aviones, brindo ese día: "Por el renacimiento de la aviación de asalto".

Pero a pesar de la euforia de algunos, el avión de asalto todavía esta crudo, todavía queda por delante mucho trabajo y varios años de prueba y perfeccionamiento

De febrero a noviembre de 1975 el avión T8-1 realizo la primera fase de vuelo, cuya misión era determinar el cumplimiento de las características técnicas básicas, la evaluación de la estabilidad y la controlabilidad de la aeronave , la revisión de la compatibilidad de la planta motriz con el armamento de misiles y armas de fuego y el lanzamiento de misiles en vuelo. El volumen total de los vuelos en esta etapa la llevó a cabo V.S. Ilyushin.

Por iniciativa de E.A. Ivanov, las pruebas de fábrica del prototipo se convirtieron en mixtas con delegados del cliente. Dos altos funcionarios de la Comisión del Consejo de Ministros de la URSS, Sergei Yelikhina y Víctor G. Zakharov apoyaron la idea de las pruebas conjuntas del avión prototipo T-8 . La Comisión estuvo encabezada por el mariscal A. Efimov y un equipo de especialistas de la Red Estatal de Investigación Experimental y del Instituto de la Fuerza Aérea (GK NII VVS), encabezada por el teniente coronel Anatoli Marchenko Iosifovich.

Durante los primeros cuatro meses, de febrero a junio, se verificaron la velocidad, el consumo de combustible en diferentes condiciones de vuelo y con diferentes cargas.

Atención especial se presto a la estabilidad y capacidad de control en el T-8, ya que por primera vez, después de un largo periodo con aviación a reacción, se empleaba un sistema de control sin asistencia. En este sentido, los primeros vuelos confirmaron los peores temores de los diseñadores.

Con la ausencia de asistencia, no se pudo proporcionar el nivel deseado de esfuerzo sobre la palanca de control y los pedales. Las fuerzas necesarias fueron inaceptablemente altas para el control de la aeronave.

En esta etapa de las pruebas, después de varios vuelos de decidió eliminar los pilones dobles instalando en el ala del T-8 para la suspensión de los misiles AA.

El 19 de Marzo de 1975, llegó el Comandante en Jefe de la VVS, el Mariscal S.P. Kutakhov, al que le fue presentado por primera vez la aeronave T8-1, pero Kutakhov no demostró mucho interés en el nuevo aparato . A finales de junio las principales características negativas de la aeronave han sido eliminadas y se hizo evidente que las características de estabilidad y control en todas las variables de vuelo no son causa de preocupación.

Entonces E.A. Ivanov articuló con mucha claridad las tareas para la próxima fase de pruebas: "Los esfuerzos sobre el palanca de control es grande, pero hacer frente a este problema requiere tiempo y mientras realizamos esta tarea debemos probar otras facetas del avión de combate, ¿ la planta motriz funciona adecuadamente con toda la gama de armas?. Es necesario volar a Akhtubinsk y realizar las pruebas de vuelo para verificar la compatibilidad de las armas y la planta motriz.

El 24 de Junio de 1975 el aparato se envío al polígono del NII VVS en Akhtubinsk, donde hasta el 22 de agosto se probó el armamento lanzable, se disparo el armamento integrado (UGT-22) y suspendido (SPPU-22), se determino también el grado de estabilidad de la planta motriz con el empleo de diversos tipos de armas.

El programa de estos vuelos se ha formulado de tal manera que poco a poco fue aumentando la cantidad de armas en suspensión y colocándolas en puntos de suspensión mas próximos la entrada de aire (en los lanzamientos iniciales se realizaron con los puntos extremos de la suspensión que están más alejado de la toma de aire y poco a poco se colocaron en los puntos de suspensión más internos) era necesario probar el funcionamiento de los principales tipos de cohetes no guiados: S-5 de 57 mm (256 unidades), S-8 de 80 mm (160 unidades.), S-24 de 240 mm (8 unidades.) y S-25 de 340 mm (8 unidades.).


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« Respuesta #16 : 14 Junio 2011, 17:28:13 »

Características técnicas básicas del T8-1 y T8-2

Tripulación 1
Longitud (M) ...15.05
Envergadura (M)... 12.047
Superficie ala (M2)... 28.32
Superficie flaps (M2) ...4.44
Superficie slat? (M2) ...2.31
Superficie alerón? (M2)... 1.41
Superficie aerofreno (M2)... 1.2
Superficie empenaje horizontal (M2)... 6.47
Superficie timón profundidad (M2) ...1.88
Superficie empenaje vertical (M2) ...4.3
Superficie timón dirección (M2) -
Extensión del ala (M) ....5.12
Ancho del ala (M) ....2.66
Barrido frontal del ala (º).... 20
Altura aparato aparcado (M).... 4.47
Altura aparato sin tren (M).... 3.99


Velocidad máxima (Km/h).... 950
Techo máximo (m).... 7000
Techo máximo en combate (m).... 5000
Autonomía con carga de combate normal:
Baja altura... 750
Gran altura... 1150
Carga alar:
Con peso normal de despegue... 515
Con peso máximo de despegue... 621

Motores 2 x R9-300
Empuje en seco 2 x 2700 Kg
Relación empuje/peso despegue 0.31
Peso vacío.... 9185
Peso normal de despegue... 13850
Peso máximo despegue... 16660
Peso combustible.... 2700
Carga bélica normal... 1400
Carga bélica máxima... 4400
Carrera despegue... 550
Carrera aterrizaje
Con paracaídas.... 400
Sin paracaídas..... 600


En estos ensayos se comprobó que los motores trabajan de manera regular al disparar todos los tipos de cohetes mencionados, a excepción de los grandes S-24 y S-25 situados en los puntos de anclaje más cercanos de la entrada de aire.

En el lanzamiento se produjo "ingesta de gases" y el aumento de temperatura en los motores los hizo fallar. Por lo tanto, el lanzamiento de cohetes C-25 fue suspendido.

En el desarrollo de un sistema para evitar estos problemas durante el lanzamiento de cohetes, fue necesario elegir una válvula de alivio con retardo óptimo, así como aumentar la profundidad de la descarga de combustible para un margen de estabilidad máxima del compresor. Para superar completamente este problema se instalaría en el T8-2D el motor R-95SH.

Otro problema identificado durante este período de prueba fue la falla del motor R9-300, que se produjo en uno de los vuelos durante la utilización del cañón UGT-22 y cuatro SPPU-22 instalados. V.S. Ilyushin, el piloto del avión se encontró inmediatamente con la falla de los motores, debido a que la temperatura de los gases de detrás de la turbina llego a 1000 ºC durante 1 segundo, lo que rebasa con creces el valor admisible. Después de parar el motor, el piloto aterrizó el avión.
Las pruebas se suspendieron temporalmente hasta que se tomaron medidas para reducir el impacto de los gases del cañón en los motores. Para poner remedio a este defecto en el lugar fueron rápidamente colocados placas deflectoras en la boca del GSh-23, pero no fue posible eliminar por completo este fenómeno.
Para evitar las fallas del motor, en la aeronave ha sido restringido el disparo del cañón.

Además, en estos vuelos V.S. Ilyushin evaluó el comportamiento del avión durante una operación militar y señaló la debilidad del amortiguamiento de las oscilaciones en el canal de control del viraje lo que lo que disminuye la puntería.

En 1975, en asistencia de Y.V. Ivashechkinu fue nombrado el diseñador jefe del T-8, J.V. Borovikov redujo su participación por una gran cantidad de trabajo de organización en la OKB y en mejorar la producción para garantizar las aeronaves T8-2D y T8-D

El 24 de Septiembre de 1975 en LII el Su-25 que pilotó V.S. Ilyushin le fue mostrado al Comandante del Ejército I.G.Pavlovsk. Después de aterrizar V.S. Ilyushin rodó directamente hacia el Comandante Pavlovsky que quedo completamente cautivado, cuando se detuvo salió de la cabina y claramente informó: "Misión cumplida, el blanco enemigo ya no existe”. Pavlovsky, estaba interesado en los datos de vuelo y la capacidad de ataque de la aeronave.
¿Y si me escondo detrás de un árbol? - preguntó Pavlovsky. "Será su fin, comarada General del Ejército" - dijo Ilyushin.

A finales de noviembre se completó el programa de pruebas conjuntas. En general, el aeroplano confirmo las estimaciones a excepción de la autonomía y superaba las especificaciones para la duración del despegue basado en pistas sin pavimentar. También se señaló la falta de aero freno y el exceso de tiempo para la preparación de la aeronave para despegar.

La finalización de los trabajos era formalizada por el acta correspondiente que reflejaba el nivel de rendimiento alcanzado y las deficiencias detectadas, en él se lee: "El Su-25 ... tiene mucho que ofrecer a la acción terrestre y los objetivos aéreos en la profundidad táctica y proximidad operativa de la Defensa del enemigo a expensas de la variedad de formas operativas en conjunción con la sencillez de su realización.

... Para la técnica de pilotaje, el avión es simple y accesible para la asimilación por los cadetes graduados de las escuelas de la Fuerza Aérea.
... las capacidades de combate del Su-25 pueden ser llevadas a la especificación de la VVS a través de la instalación de motores en los aviones con menor consumo específico de combustible y con un empuje de 3500 a 4000 kg cada uno.
En este sentido se desarrollaban los trabajos en la oficina de diseño.

La aeronaves T8-1 finalizo la primera fase de pruebas el 19 de noviembre de 1975, se decidió llevar a cabo un programa de prueba en pistas de tierra en condiciones invernales en la base aérea (AB) Tretyakovo en Lukhovitsy.
En los vuelos de prueba actúo el piloto de prueba y Héroe de la URSS, Alexander Nikoláevich Isakov.

El 26 de Enero de 1976, el trabajo en Lukhovitsy había concluido y confirmado la posibilidad de despegue y aterrizaje de aeronaves en la pista cubierta de hasta 25 cm de nieve

En la OKB se terminaba el segundo prototipo, el T8-2. El avión había sido terminado con pequeños cambios respecto al T8-1: se han instalado frenos de aire en las góndolas de motor, se rediseñado parte de la cabina para colocar un asiento eyector K-36L. Al avión T8-2 también disponía  la cabina de titanio soldado.

Como ingeniero en jefe en el avión de prueba fue nombrado Arcady Mijáilovich SholoSh. la tripulación estaba encabezada por el mecánico de avión I.M. Staoostin.

La construcción del segundo avión experimental se completó en septiembre de 1975, pero permaneció en el taller de montaje casi hasta el final de noviembre. El retraso se debió al hecho de que en este período el avión se exponía al liderazgo del Ministerio de Defensa.

En noviembre de 1975, el T8-2 fue mostrado al ministro de Defensa, mariscal de la Unión Soviética A.A. Grechko, Al Jefe de la Fuerza Aérea P.S. Kutahovu y al primer Viceministro de Aviación V.A. Kazakov. Además, el espectáculo fue para todos los generales del Ministerio de Defensa, encabezado por el comandante en jefe de las fuerzas armadas de los ejércitos del Pacto de Varsovia, el general V.G. Kulikovym.

Se mostraba suspendido directamente en el avión una de las opciones de armamento, todas las demás se presentaban en el piso del taller de montaje.

El jefe interino de diseño E.A. Ivanov, habló sobre el Su-25 y sus capacidades, así como su desarrollo posterior cuando reciba sistemas nuevos de equipos y armas.

En la misma demostración se planteó por primera vez la cuestión de que si el Su-25 podría atacar el nuevo tanque americano M1 "Abrams" La respuesta a esta pregunta fue dada por E.A. Ivanov:

"Posiblemente, pero la probabilidad de que esto es muy baja."

De hecho, era necesario crear un nuevo sistema de ataque. Para ello primero era necesario crear un nuevo sistema de observación de alta precisión y un misil con la capacidad de penetrar el blindaje de 700-1000 mm de los modernos tanques occidentales.

Tras un debate se decidió atacar el problema. Así "nace" el Su-25T, con sistema de mira opto-electrónica (OEP) “Shkval” y los misiles antitanque "Vikhr".
El 26 de diciembre de 1975 V.S. Ilyushin hizo su primer vuelo en el T8-2.
En el primer trimestre de 1976 en el T8-2 un programa fue realizado para evaluar la solidez de las alas, se realizaron actividades para mejorar la eficacia del control lateral, ensayos de diferentes opciones de alerones y evaluar la eficacia de los aero freno.

Como resultado de las pruebas de vuelo se han encontrado la forma óptima y la magnitud de la compensación axial de los alerones, la alternativa de la colocación de los aero freno en las góndolas del motor dio resultado inadecuado.

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« Respuesta #17 : 14 Junio 2011, 17:39:44 »

En el verano de 1976, las pruebas de la aeronave T8-2 comenzó con los pilotos de prueba E.S.Solovev, A.N.Isakov, V.A.Krechetov y poco después J.A.Egorov. En septiembre de 1976 se llevo el avión al polígono de Akhtubinsk y se llevó a cabo un corto programa para evaluar las características de su uso en combate, en el lanzamiento de armamento y la estabilidad de funcionamiento de los motores durante los lanzamientos de misiles. En Akhtubinsk por primera vez las pruebas eran llevadas por pilotos del instituto de investigación de la Fuerza Aérea.

En el avión T8-1 durante todo 1976 continuaron las mejoras técnicas para corregir las deficiencias detectadas durante las pruebas en 1975
Así que, después de terminarse en enero las pruebas en pistas de tierra, a principio de febrero se equipó la aeronave con contenedores con aerofreno (RIT) en las puntas del ala. Debe ser posible su extensión independiente para dar la posibilidad de generar un desplazamiento lateral de la aeronave sin influir en los demás parámetros de la dirección de vuelo (por un control directo de la fuerza lateral).
Su eficacia ha sido probada en los vuelos del 9 de febrero al 5 de marzo de 1976 y se desempeña satisfactoriamente cuando se utiliza como aero freno (recomendado para la instalación en el avión), pero inaceptable como medio de desplazamiento lateral por la pequeña (alrededor de 0.6 G) aceleración. Además, como explicaron los médicos de la aviación, una aceleración transversal de más de 0,75 G es inadmisible, porque puede conducir a una pérdida temporal de la atención y la orientación espacial del piloto debido a la falta de adaptación a estos tipos de aceleraciones del aparato auditivo humano.

Antes de instalar los aero freno en la ubicación actual, es decir, en una góndola en la punta del ala, en el túnel de viento del Instituto Central de aerodinámica se llevó a cabo una amplia labor para la determinación de la ubicación de los paneles. El trabajo sobre este tema en el TsAGI lo realizo G.I.Lukovym.

Desde el 27 enero al 5 marzo 1976 en el avión T8-1 se llevaron a cabo la prueba de tanques externos de combustible (PTB) de variadas formas, incluyendo aquellos "en forma de lágrima" denominados PTB-960, que se instalaron, para evitar la fuerte tendencia hacia el adelanto del “centrado” del aparato que se observó durante la instalación de cuatro PTB-800 estándar.

Se consiguió mejorar las características de los canales de control (la reducción de las fluctuaciones laterales) por medio de un amortiguador de guiñada, además en la aeronave se ha tenido que cambiar el diseño del timón de dirección: se redujo su superficie de 0,99 m2 a 0.792 m2, se corto se altura en aproximadamente 1 / 3 , mientras que la parte superior con un área de 0.189 m2 se usa ahora como un amortiguador de guiñada impulsado por una unidad actuadora RM-1 30. El timón mantuvo una eficiencia suficiente para compensar el momento de desvío causado al detener uno de los motores.

También en 1976, con miras a eliminar la agitación en el canal longitudinal en determinadas condiciones de vuelo, en el T8-1 se trabajo en la forma óptima del estabilizador.

Desde el 5 de octubre al 22 de octubre 1976 en el NII VVS se llevó a cabo pruebas sobre el disparo del cañón suspendido con la instalación SPPU-22 y los bloques de cohetes S-8 - B-H7 en el hemisferio posterior.

El 25 de Octubre de 1976, después de 172 vuelos el T8-1 fue trasladado al taller donde debía comenzar su transformación en el T8-1D con motores R-95SH.

Sobre el horizonte surgía la cuestión de la producción en serie del avión de ataque. Como usted sabe, el destino de la aeronave en nuestro país depende en gran medida de la posición de las fábricas y si alguna planta estaba interesado en la producción de este avión.

La planta de Komsomolsk-en-Amur, estaba ocupada. Las fábricas de aviones de Novosibirsk e Irkutsk estaban a plena carga con el lanzamiento de otros aparatos y no podría comenzar a producir el Su-25. La planta de Ulan-Ude ocupada en la producción de helicópteros y aviones An-24/-26 y en MMP "bandera de Trabajo" estaban ocupados con la producción de diversos MiG-23.

P.O. Sujoi visitó al ingeniero jefe de la fábrica de aviones en Kumertau, pero después de algunos contactos la fábrica se negó a producir los aviones.

El Sturmovik fue propuesto para la producción de la planta de aviación de Smolensk. Y varias veces el director de la fábrica de aviones de Smolensk, L.A. Gray viajo para tratar el tema.
Como resultado de estas reuniones, L.A. Gray expresó su interés en producir el sturmovik pero algún tiempo después cambió de opinión, puesto que era más favorable desde su punto de vista, la producción de los misiles X-55 de la OKB de I. Selezneva.
La OKB Sujoi estaba en un dilema. Y la producción en serie del Su-25 estaba bajo amenaza.

Solo quedaba la planta de aviación de G.K. Dimitrova en Tbilisi. Ella producía los aviones MiG-21U cuya producción disminuye poco a poco, además de las modificaciones para exportación. Naturalmente, la planta planteó la cuestión de su posterior futuro. Pero asumir que sería la producción de Su-25 es difícil de decir.
En este tiempo, llegó a Moscú el director técnico de la planta de aviación G.N. Pivovarov. En el ministerio fue recibido por el subjefe de la 1 ª Dirección General del ministerio de la industria de aviación V.P. Babak quien propuso organizar la producción de los Su-25 en Tbilisi.

Así lo cuenta el mismo Petrovich: "En la fábrica de aviones de Tiflis terminó la producción de MiG-21U" para conocer la situación a Pivovarova le pregunte:

- ¿Cuáles son sus perspectivas, Gregory Natanovich sobre el futuro?

- Queremos fabricar el MiG-23 y el Su-24 si se puede.

- Bueno, para que producir el MiG-23 cuando la
planta Nº30 lo hace. ¿Hará de aprendiz o fabricara partes?

Hay aquí para ustedes un nuevo avión, el Su-25 "Sturmovik" y para su planta es el momento ideal: moderno y con tecnologías nuevas y emergentes, y en sí mismo un aeroplano serio.
- No es nuestro perfil de aeroplano y sobre todo no es un MiG!

- Bueno, con la mente abierta puede familiarizarse con otra OKB. Permítame organizar una reunión con el diseñador E.A. Ivanov, él le mostrará el avión.

- Bien, bien, vamos.

Llame a Ivanov y dije:

- Eugeny Alekseevich, aquí vino el ingeniero jefe de la fábrica de aviones de Tbilisi y quiere ver su avión Su-25.
Ivanov contesto:

- Bueno, que venga.

Me dirigí a Pivovarov y dije:

- Gregory Natanovich, Eugene Alekseevich tiene mucho interés en conocerlo.

Con la llegada de Pivovarova, Ivanov mostró todos los detalles del avión al ingeniero jefe en el taller como se esperaba y al final añadió:" Vamos a ayudar en la producción".
Gregory Natanovich se hizo a un lado y me llamó, luego dijo:

- El avión es bueno, pero usted debe entender, que es inconveniente para la planta, eso es lo que dirá el jefe de la planta Yakov Romanovich Hvedeliani.

Después de la reunión, Pivovarov se fue a Tbilisi y yo llame al gerente de la planta Hvedeliani:
- Yakov Romanovich, cuando estarás en Moscú?
- En dos semanas.
- Hay una propuesta para producir en su planta el nuevo
Su-25.
- No, el Su-25 no lo voy a poner en producción.
- Bueno, bueno, cuando regrese Gregory Natanovich, pregúntale si le gustó o no el avión.

Pronto llegó a Moscú el director de fábrica Yakov Romanovich y nos reunimos con él:

- Vladimir, llévame a lo de Sujoi, pero sólo, para que nadie me vea.
Llame a Ivanov y dije:

- Eugeny Alekseevich, los georgianos dan señales no del todo claras, que ellos quieren este aeroplano. Hvedeliani quiere conocerte.

Él me dijo:
- Bueno, tráigalos aquí!

Llegamos con Hvedeliani a la OKB Sujoi, y después de familiarizarse con la máquina, dijo que enviaría a sus joven experto, el Ingeniero Jefe Adjunto Pantik Shalvovich Tordija.

Después de pasar una semana en la OKB estudiando el nuevo aparato, Pantik Shalvovich Tordija "se entusiasmo" con la producción de este nuevo avión y convenció al director de la fábrica de la necesidad de producirlo en serie en la fábrica de aviones de Tbilisi.

El crédito principal de esto le pertenece a él, ya que Pantik Shalvovich Tordija hizo grandes esfuerzos para poner en marcha la producción en serie del avión en su fábrica. Seis meses después G.N. Pivovarov se retiró y en su posición fue nombrado Pantik Shalvovich Tordija.

Ahora sólo falta obtener el permiso del Ministerio de la Industria Aeronáutica. Pero la decisión de lanzar la producción en serie del Su-25 en la planta de aviones de Tbilisi se ha demorado largamente como consecuencia de la parcialidad de los funcionarios del ministerio a los aviones subsónicos de ataque.

Y entonces la dirección de la fábrica de Tbilisi pidió a la OKB organizar la publicidad de la aeronave SU-25, mostrándola al liderazgo de la República de Georgia hasta el nivel del primer secretario del Partido Comunista de Georgia, E.A. Shevardnadze, Presidente del Consejo de Ministros y Presidente del Soviet Supremo. El diseñador general E.A. Ivanov decidió a su propio riesgo de enviar el avión T8-2 a Tbilisi sin permiso.

El 4 de Junio de 1976, el avión fue demostrado a la alta dirección en Georgia. Este hecho tuvo el efecto positivo esperado y una gran influencia en el destino de los Su-25. El T8-2 fue trasladado por el jefe de pilotos V.S. Ilyushin.

La demostración de los aviones en Tbilisi ha coincidido con una circular del líder del Partido Unificado Polaco de los Trabajadores y Primer Secretario del Comité Central Edward Gierek al Secretario General Leonid Brezhnev solicitando la transferencia de la licencia de producción del Su-25 a la fábrica de aviones en Polonia. Esta solicitud se justifica por la escasa producción de aviones en la planta construida en Polonia con la participación de la URSS

Cabe mencionar que en 1975, Rumania ya ha ofrecido la aceptación en todos los países del Pacto de Varsovia del avión de ataque desarrollado conjuntamente con Yugoslavia "Galeb". Sin embargo, la propuesta no fue aprobada por el Estado Mayor.

Ambos eventos han influido en la decisión en un plazo muy corto (tres días) de la Orden del Ministerio de la industria de la aviación para la organización de la producción en serie del Su-25 en Tbilisi en la fábrica de aviación G.K.Dimitrova.

El mayor evento de 1976 fue la publicación de la Resolución del Comité Central del PCUS y del Consejo de Ministros de la URSS del 29 de junio, NQ 519-177 del pleno desarrollo del Su-25 y la organización de su producción en la fábrica de aviones de Tbilisi.
Por fin, los creadores del Su-25 sintieron que salían de la clandestinidad y el avión se convertía oficialmente en un ciudadano.

El decreto instruyó a presentar el aparato durante el 2º trimestre de 1978 a las pruebas del estado conjunta (GSI), que debía finalizarse para el 4 º trimestre de 1980, el Decreto también requiere a la fábrica de aviones de Tbilisi que construya los dos primeros aviones en 1978

Los requisitos técnicos-tácticos para los aviones T-8 fueron reafirmados el 9 de marzo de 1977

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« Respuesta #18 : 16 Junio 2011, 16:18:35 »

Para este tiempo, la situación se presentaba del siguiente modo: por un lado, estaba claro que la instalación original de motores R9-300 en el T-8, cuya la producción en serie por entonces había cesado por completo, no consigue cumplir con los requerimientos (y esto se observó en las recomendaciones de la comisión de pruebas conjuntas).

Por otro lado, el trabajo en el desarrollo de un motor de nueva generación con un empuje de 3500-4000 kgf, como se mencionó anteriormente, está sólo en la etapa inicial de desarrollo.

Inicialmente, se contemplo la posibilidad de “forzar” al motor R9-300. De conformidad con lo acordado en 1976, la versión “forzada” de la máquina, ha recibido el índice de "producto 39F”, el empuje requerido de 3800 kilos se lograba en régimen de post combustión completo. "Durante el vuelo a altitudes de hasta 5 km se prevé la aplicación del régimen de post combustión parcial.

El examen de ellos en la OKB Sujoi demostró que el producto 39F, de la UMKB Soyuz, no será capaz de cumplir plenamente todos los requisitos del proyecto.

Los trabajos en el motor R9-300 y sus modificaciones según las indicaciones del MAP (ministerio industria de la aviación) fueron terminados.

Por lo tanto, en el verano de 1976 en la OKB, con la aprobación del MAP ha adoptado una solución de compromiso para instalar motores R13-300 sin post combustión en las aeronaves (Posteriormente se le ofreció a la OKB emplear un derivado del RD-33, pero esto requería grandes modificaciones en el aparato y fue descartado)

Este motor ha sido producido en grandes cantidades y es ampliamente utilizado en los aviones MiG-21 y Su-15. Era además de la misma UMKB Soyuz.

No fue necesario rogarle al jefe de diseño S. Gavrilova para tener de inmediato su consentimiento para llevar a cabo esta modificación y bajo la denominación R95SH entró en el Decreto del Comité Central del PCUS y del Gobierno.

En la segunda mitad de 1976 en la OKB se llevó a cabo la ingeniería de detalle para las dos máquinas prototipo con los nuevos motores. Inicialmente, la nueva planta motriz se instalaría en el T8-2.

Para acelerar la salida a las pruebas de los aviones con los motores nuevos, se decidió llevar el refinamiento a un mínimo, por lo tanto, solo fue sometida a una modificación las entradas de aire de la barquilla, así como el sistema de propulsión.

Además, los aero freno fueron colocados en contenedores en los extremos de las alas, como antes se realizó en el T8-1.

Completar la misma gama completa de mejoras para llevar la máquina al diseño para la producción en masa, se decidió realizarlo más tarde, con el T8-1.

La primera prueba de las mejoras se produjo después de que el T8-2, ha obtenido la designación de T8-2D (el índice "D" significa "motor", es decir, el aparato experimental con un nuevo motor R95SH).

En noviembre de 1976 fue trasladado a la LII y el 7 de diciembre de 1976 V.S. Ilyushin voló el aparato mejorado.

Desde enero de 1977 se comenzó la ejecución del programa GSI, cuyo objetivo principal fue la eliminación de defectos en los nuevos motores. Sin embargo, el primer vuelo en diciembre de 1976 trajo nuevas preocupaciones. En los dos vuelos del 7 y 17 de diciembre V.S. Ilyushin ha señalado sistemáticamente que el avión temblaba en la sección de cola y al dar más potencia (para aumentar el empuje) el avión comenzó a “encabritarse” Esto no ocurrió antes en el T8-1 ni en el T8-2.

Una serie de experimentos sobre el terreno llevó a la conclusión de que el flujo de gases del motor R95SH con un empuje en el despegue 1,5 veces mayor al anterior, toca la superficie inferior del estabilizador.

El vector de empuje del motor esta unos centímetros por debajo del centro de gravedad del avión.
Esto produce los fenómenos informados por Vladímir Sergeevich después de los vuelos.

Dvigatelistov pidió "modificar" la tobera y bajar el eje hasta 20º. Esto corría el chorro del estabilizador y el vector de empuje pasa por el centro de gravedad del avión. Pero para una mayor garantía de estabilidad se cambio el ángulo de la superficie horizontal de la cola.

Hasta febrero de 1977 el Angulo de la superficie horizontal era de = - 50, es decir, los extremos estaban más abajo que la raiz. Luego de una serie de modificaciones se estableció en 50.
Después de estas revisiones que se llevaron a cabo en febrero de 1977, el temblor ha desaparecido.

Como se mencionó anteriormente, en 1976 se le ha pedido a L.I. Brezhnev la producción bajo licencia del Su-25 en Polonia. El 29 de marzo 29 de 1977 tenia lugar la visita de representantes de la industria polaca y los militares. En el aeródromo de Kubinka era mostrado el avión Т8-2D en tierra y en el aire.

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T8-2d



Los polacos están interesados en la aeronave y están contentos con la modificación con el motor R13-300, porque su planta en Rzeszow, construida con ayuda soviética, se dirigía precisamente a producir este motor. Pero la siguiente delegación de Polonia llegó a Moscú sólo a finales de 1978.

Hasta 1977, el problema del gran esfuerzo en la palanca de control en el eje longitudinal y especialmente en el canal transversal (alerones) no se ha resuelto. La compensación axial de los alerones fue extendida a los límites posibles, la variación de las diferentes formas y los compensadores servo cinemáticos no dieron los resultados deseados.

A principios de 1977, a la Unión Soviética fueron traídos desde Vietnam aviones F-5 y A-37 en condiciones de vuelo. Después de estudios en el Gk NII VVS , en el mes de abril se presentaron para su estudio en la OKB Sujoi. Resultó que sobre los alerones el A-37 tienen instalado muelles Servo-compensadores, donde el papel de los resortes lo cumplía un mecanismo compacto (que trabaja en torsión).

Se decidió utilizar la experiencia de los americanos y para no infringir los derechos de autor de la empresa "Cessna", los diseñadores de la OKB de P.O. Sujoi diseñaron nuevos mecanismos de torsión para el equilibrio de los mecanismos de los aviones T-8.

Con la introducción del dispositivo de equilibrio se decidió incrementar la efectividad de los alerones, ya que la velocidad angular de la aeronave en relación con el eje x (s) no era suficiente y era necesario llevarlo a un valor de 1 rad / seg.


Se decidió aumentar la superficie a expensas de la extensión de los bordes delantero y trasero, lo que aumenta la superficie de los alerones. Además en el borde de ataque era introducido "un diente", el cual ha subido por un lado la eficiencia de los alerones y ha aumentado por otro lado, el número M crítico en las secciones finales del ala.

En el verano de 1977 los Servo-compensadores en los alerones y el timón de profundidad fueron probados en vuelo en el T8-2D. Los esfuerzos en la palanca de control eran admisibles en los dos canales de control.
En el desarrollo de actividades para subsanar estas deficiencias participaron los expertos M. Khesin, I. Orlov, L.D. Kayrov-Vasilevski, T.P.Stremedlovskaya y O.G. Kalibabchuk.

En la OKB en ese momento se terminaban los documentos de trabajo para convertir el T8-1 en T8-1D como prototipo del modelo a producir en serie y al final del año fue transferido a la fábrica de aviones G.M.Dimitrova en Tiflis, donde desde el comienzo del año se preparo la producción en serie de la aeronave.

A principios de 1977 se completaron las pruebas de la nueva armadura de titanio ABVT-20 y tomando en cuenta estos trabajos, en la OKB en mayo 24 de 1977 se paso el anteproyecto a la comisión de la fuerza aérea del diseño revisado del proyecto de Su-25 con motores R-95SH , cabina soldada con blindaje de titanio y cañón integrado de 30 mm GSh-30-2 (SC-17A).

Como maqueta se presentó "en vivo" a la aeronave T8-2D.

El conjunto de documentos de trabajo sobre T8-1D para la producción en masa ha finalizado el diseño tomando en cuenta las observaciones de la Comisión, se decidió llevar a cabo mejoras similares en el aeroplano T8-1.

Para fabricar la cabina de aleación ABVT-20 fue dominada la técnica de soldadura de estructuras de láminas de titanio de variados espesores. Los requisitos específicos para la soldadura de titanio exigieron el establecimiento de un taller especializado de soldadura equipado con equipos especiales: una instalación de haz de electrones ELU-15B, la instalación de una cámara de vacío térmica UVN-1600, máquinas de punto, de rodillos y soldadura por resistencia, las cabinas de soldadura, el dispositivo de protección de la soldadura con gas inerte y los accesorio de montaje.

Mientras trabajaba se desarrollo la tecnología de soldadura de aleaciones de titanio. Se formaron y capacitaron equipos de soldadores especializados, encabezada por el doctor en Ciencias Técnicas V.V. Redchits.

Además, la fábrica fue establecida la termo formación de piezas de láminas de titanio, trabajo el que fue realizado principalmente por la empresa metalúrgica de I.A. Vaks y su suplente V.I. Dokin.

Sin embargo, las mejoras en la aeronave T8-1 se retrasaron un poco, porque ahora incluye una completa transformación de la parte delantera del fuselaje (NCHF) con la instalación de la cabina de aleación de titanio, la incorporación de la escalera empotrada y el compartimiento inferior para el cañón de 30 mm,

Características técnicas T8-1D

Tripulación.... 1
Longitud (M).... 15.06
Envergadura con aerofreno (M).... 14.36
Superficie alar (M2).... 30.1
Superficie flaps (M2).... 4.44
Superficie slat? (M2).... 2.6
Superficie alerón? (M2).... 1.51
Superficie aerofreno (M2).... 1.2
Superficie empenaje horizontal (M2).... 6.40
Superficie empenaje vertical (M2).... 7
Superficie timón dirección (M2).... 4.65
Extensión del ala (M).... 6
Ancho del ala (M)..... 3.38
Barrido frontal del ala (º).... 20
Altura aparato aparcado (M).... 4.8
Altura aparato sin tren (M).... 3.9


Velocidad máxima (Km/h).... 1000
Techo máximo (m).... 7000
Techo máximo en combate (m).....5000
Autonomía a 750 Km/h y baja altura.... 480Km
Autonomía con carga de combate maxima a
baja altura.... 460
Aceleraciones máxima con carga normal.... +6 /-3 g

Motores 2 x R-95SH
Empuje en seco.... 2 x 4100 Kg
Relación empuje/peso despegue.... 0.49
Peso vacío.... 9315
Peso normal de despegue.... 14600
Peso máximo despegue.... 17600
Peso combustible.... 2700
Carrera despegue Hormigón/tierra.... 500/550
Carrera aterrizaje Hormigón/tierra.... 400/600


La instalación de los motores R-95SH y la revisión de las entradas de aire y góndolas de motor, la finalización de las modificaciones del ala con un aumento de la superficie alar y la finalización de la parte trasera del fuselaje (HCHF) los cambios en el contorno exterior de los bloques lanzadores de bengalas IR y chaff, también la instalación de una nueva aviónica y la finalización de casi todos los sistemas del avión.

Todos estos trabajos en la planta piloto coincidió con el lanzamiento de la producción de los aviones T-10 (Su-27)  en los que la empresa trabajaba frenéticamente. El Trabajo de finalización de la máquina T8-1 esta muy retrasado y los empleados de Sujoi han tenido que realizar un trabajo urgente, día y noche.

A fin de acelerar las mejoras de los prototipos, los jefes de departamento han realizado un montón de trabajo. P.O.Sujoi A. M. Tokarev, V.P.Polyakov, P.V.Lyakhov, V. Shishkin, A.A. Baranov, V.M. Vorobev, V.V. Koshkin, F.L. Glushanok, E.S. Medvedev, así como los grupos de trabajadores y empleados de ingeniería y técnica.

En 1977, en la aeronave T8-2D se continuaron las pruebas para mejorar la estabilidad y la controlabilidad de la aeronave. En particular, para reducir el esfuerzo sobre la palanca de control en el canal transversal bajo la supervisión del Jefe de la Brigada Y.I. Shenfinkelya, los diseñadores A.V. Vasiliev y V.F. Mochanov. Fue desarrollado y probado un sistema de control lateral SSU-823.

Para las aeronaves T8-1D y T8-2D, en la OKB de P.O. Sujoi fue diseñado el sistema de control de armamento (FCS). En la creación de este, participaron A.E. Shtaynshnayder, N.N. Ermakov. Este sistema se diseño en forma de dos monobloques, en los que se instalan los elementos de control del armamento. Para los siguientes Su-25 el FSC se desarrolló en la OKB “Aeroautomatica” de Kursk.

Las exigencias del cliente exigía la introducción de nuevos tipos de equipos en la aeronave. Esto fue hecho por el departamento de radio - instrumentación bajo la dirección del Jefe A. Orekhov.

Por primera vez en la práctica del Departamento se ha encargado de facilitar las comunicaciones por radio entre la aeronave y los controladores aéreos del Ejército.

Con este fin, en el Instituto de Radio de Moscú el jefe de diseño L.M. Labutina creo la estación de radio M-24, diseñada para su instalación en el helicóptero Mi-24.

El desarrollo de variante de la estación de radio adecuada para ser instalada en un avión, contó con la participación directa de del Jefe de la Brigada de radio y navegación por radio L. Kamenetz. Al mismo tiempo, fue necesario desarrollar una versión de la antena asociada al dispositivo de igualación y detector de fase. La prueba de la antena y las unidades de la antena en el fuselaje trasero del modelo de avión fue llevado a cabo por los desarrolladores en conjunto con un equipo del departamento de radio laboratorio de la OKB bajo la dirección de su jefe O.B.Hruslovskogo.

La estación de radio fue introducido en la producción bajo la denominación R-828. La brigada llevó a cabo una extensa labor en la instalación en el puesto de mando de los aviones de la radio R-828 , el transpondedor SO-69, los sistemas de navegación, sistemas de alimentación de la antena ,etc. asegurando su interacción y compatibilidad electromagnética.

En 1977, en el Oeste apareció el primer material sobre las pruebas en la URSS de un nuevo tipo de aeronave, identificado posteriormente como Su-25. Un Satélite de inteligencia de EE.UU. había detectado la presencia en el aeródromo de Ramenskoe (LII ellos. Gromov, Zhukovsky), un nuevo avión al que le fue dado la palabra de código "RAM-J".

En octubre de 1977, el avión estaba involucrado en una exhibición de demostración en tierra, dispuestas en la base aérea (AB) de Kubinka. Para noviembre de 1977 las pruebas de fábrica en la aeronave T8-2D se ha completado. En lo sucesivo, durante 1978-80 el avión experimental T8-2D se utilizó con bastante intensidad en la realización de pruebas de vuelo sobre los programas individuales para probar los sistemas de control y planta motriz, así como para el estudio de la estabilidad y la ingesta de gases en los motores R-95SH durante el disparo de cohetes aire-tierra de gran calibre.

En noviembre de 1977, en honor del 60 º aniversario del Poder Soviético en Moscú, en el campo Khodynskoe bajo redes de camuflaje se realizo una exposición de los últimos modelos de equipos militares a los comandantes regionales del ejército y la marina. Se presentó el nuevo Su-25 (LVSSH).

Un poco después, en el invierno de 1977, a la OKB llegó el Comandante en Jefe de la Fuerza Aérea, el Mariscal del Aire Pavel Stepanovich Kutakhov, para revisar los desarrollos de la oficina de diseño, en la misma visita se mostró el Su-25.
El 29 de Junio de 1978, el Su-25 fue mostrado en Kubinka a la delegación militar de Polonia encabezada por el ministro de Defensa, mariscal polaco Wojciech Jaruzelski. En esta el piloto de pruebas E.S. Solovyov ha demostrado las excelentes características de maniobrabilidad de los Su-25. Todo el vuelo se llevó a cabo a una altura de menos de 50 metros y todo el tiempo la aeronave estuvo en el campo de vista de los presentes que tuvieron una impresión positiva de la aeronave de ataque.


A finales de 1978, para familiarizarse con el avión SU-25 llegó una delegación encabezada por el Ministro de Industria de Polonia, en el banquete de despedida, el Ministro de Aviación V.A. Kazakov dijo que en 1985, para 40º aniversario de la formación de la República Popular de Polonia , en Varsovia volará un escuadrón de aviones de ataque Su-25 fabricados en Polonia. Pero este plan se malogro por los cambios en la situación política en Polonia.

En abril de 1978 se completo las mejoras en el aeroplano T8-1D y el 26 de abril fue presentado oficialmente al cliente para la fase "A" de las pruebas conjuntas. "El 21 de Junio de 1978 la máquina piloteada por V.S. Ilyushin, inició el programa de pruebas del estado. Como ingeniero jefe de pruebas del Su-25 por el GK NII VVS fue nombrado el teniente coronel O. Mukhin.

La mayor parte de esta fase se dedicó a la verificación de la estabilidad y la controlabilidad de la aeronave. Los vuelos fueron efectuados por los pilotos de la OKB V.S. Ilyushin, A.N. Isakov, N.F. Saaovnikov, y del NII VVS GK - A.D. Ivanov, V.V. Soloviev, V.N. Mueyka, O.G. Tsoi y V.N. Selivanov

A principios de julio de 1978, los aviones fueron transferidos a la base aérea de Chkapovskaya, donde junto con otros nuevos modelos de aviones (Su-27, MiG-29) se presentarían a los altos jerarcas del partido, dirigidos por L.I. Brezhnev (el T8-1D en el suelo y el T8-2D en vuelo, pilotado por E.S. Soloviev). Se llevo a cabo algunos vuelos de entrenamiento, pero el espectáculo nunca tuvo lugar por que L.I. Brezhnev se ha ido de vacaciones”.

La 1 ª fase de las pruebas avanzaba lentamente al principio porque sólo se disponía de una máquina volando (T8-1D). Inicialmente se suponía que ya para 1978 se uniera a las pruebas otros 2 ejemplares de pre-producción de Tbilisi. Pero el trabajo tenía mucho retraso y estas dos primeras máquinas de pre-producción solo se incorporaron a partir de 1979

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« Respuesta #19 : 17 Junio 2011, 02:33:03 »

El avión T8-2D fue utilizado durante las pruebas sólo como laboratorio para el análisis de sistemas individuales.

Como parte de los ensayos estatales de 1978 en LII. M.M. Gromov y los pilotos de la OKB (en LII) han realizado una serie de pruebas de vuelo. En particular, se realizaron pruebas para garantizar la fiabilidad del funcionamiento del motor R-95SH en toda la envolvente de vuelo. Además de evaluar la fiabilidad de los motores en diversas maniobras.

Gran cantidad de trabajo se realizó para estudiar el flujo y la estabilidad dinámica de los motores R-95SH

Además, se estudio las características de la toma de aire de los aviones de ataque, demostrando que el efecto de los ángulos de ataque y deslizamiento en las características de la toma de aire influye ligeramente. Además, se constató que la variación de presión de admisión del motor R-95SH en todo el rango de altura de vuelo y velocidades es prácticamente idéntica.
Durante las pruebas de la aeronave T8-2D, se encontró que con el lanzamientos de salvas de cohetes S-8B y S-25 no es sostenible el trabajo uniforme de los motores ha alturas de 3000-5000 metros y a velocidades de vuelo bajo. Para superar el problema, los motores del avión fueron equipados con un sistema para evitar un aumento del vertido de combustible.

La 1º etapa de las pruebas fue oficialmente finalizadas el 30 de mayo de 1980, en el Acta de las pruebas se expresa: "El avión y los sistemas son operativos y cumplen las exigencias técnicas, de vuelo y de combate. El volumen de la definición de los parámetros básicos de vuelo y características técnicas de combate realizado en la fase "A" es suficiente para inducir a los aviones en la fase de "B". Como puntos fuertes de los Su-25, en comparación con los tipos actuales de aeronaves, sobresalen las medidas para mejorar la supervivencia y entre las deficiencias se observo la ineficacia del sistema SSU-823 respecto al mejoramiento de la controlabilidad transversal.

En 1979, el director de la fábrica de aviones de Tbilisi era P.Sh Tordia. En esta aterrizo un gran número de especialistas de la OKB para comenzar a trabajar en la planta para la producción en masa. Mandaba a todos los de este comando el diseñador jefe suplente de la producción en serie V.V.Nikolsky.
Y para la pronta solución de todas las cuestiones de producción en la planta fue organizado una filial de la OKB Sujoi, encabezada por L.N.Pinaevym. Además, como “invitados” frecuentes en la fábrica de aviones de Tbilisi ha llegado el director D.S. Zazhigin y G.T. Lebedev ingeniero jefe en Moscú, para ayudar a V.V. Nikolsky fue designado el diseñador V.Y. Ignatov.

Las dos primeras máquinas de pre-producción se han fabricado en Tbilisi en 1979, el primer vuelo del T8-3 se hizo el 18 de junio por el piloto de pruebas de la OKB Yu.D. Egorov, y el segundo ejemplar T8-4, el 19 de septiembre por V.S. Ilyushin.

El avión T8-3 tenía grandes desviaciones de la tecnología de producción y el segundo, T8-4 fue muy exitoso y se ha convertido en punto de referencia sobre la aerodinámica de los aparatos de serie.

Con motivo de la recepción de T8-3 P.Sh. Tordia ofreció un banquete, y cómo cuenta O.S. Samoilovich: “Tordia pronuncio personalmente 22 brindis. Al final, en nuestro estado no éramos capaces de contestar los brindis.”

La producción de aviones en gran escala se fijo para 1980, los dos primeros aparatos, después de que finalizo el programa de pruebas de aceptación en fábrica, se trasladaron por sus propios medios a la ciudad de Zhukovsky, donde después de mejoras adecuadas y equipos conectados se entregaron a las pruebas de estado: Primero el T8-3 (dirigida por el ingeniero Arkadiy Hut) desde agosto, y segundo el T8-4 (ingeniero principal, Vladimir Solovyov) desde diciembre de 1979

La fase de las pruebas de fábrica del avión T8-4 la realizo V.S. Ilyushin, en la cual se han identificado y corregido las deficiencias en la gestión de la aeronave.

La prueba conjunta de la aeronave de prueba T8-4 se celebró en Akhtubinsk Y Lukhovitsy por pilotos del GK NII VVS. Para probar el equipo de la fábrica se sumaron a los probadores militares, una delegación encabezado por el ingeniero jefe de pruebas de vuelo O. Mukhin.

En los aviones de la fabrica ya se había establecido la aviónica de serie, incluido el sistema de control de armas 8P de la OKB 26 Aviaavtomatika de Kursk, incluía un telémetro láser y designador "Klen-PS", la mira de puntería automática ASP-17BTS-8 del "Arsenal" de Kiev, el RWR SPO-15 de la "Oficina Central de Diseño de automatización" , el sensor de ángulos de ataque UUAP-72 de la OKB 29 , el radio altímetro RV-5M, etc.

En 1980 en la fábrica se prepararon dos aviones más: el T8-5 y T8-6, que también se han conectado con el programa de pruebas de vuelo. Dado que el volumen de trabajo sobre el "T-8" esta en constante aumento tanto en la planta como en la OKB, el 15 de febrero de 1980, Yury Ivashechkin fue nombrado Jefe interino de Diseño del T-8.

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« Respuesta #20 : 17 Junio 2011, 02:42:11 »

Programa de prueba "Diamante"

A finales de la ejecución de la etapa "А" del programa de pruebas en marzo de 1980, por instrucción personal del ministro de Defensa soviético, Mariscal Dmitri Ustinov, se decidió llevar a cabo las pruebas especiales de los Su-25 en "circunstancias especiales", eufemismo que cubría la idea de realizar las pruebas de la aeronave en la guerra en Afganistán.

Tomando esta decisión, Dmitry Fedorovich dijo: " La prueba de la aeronave deberá darse en condiciones de combate real".

Estas pruebas fueron realizadas en el período de abril a junio de 1980, formalmente dentro del GSI.

De conformidad con las directrices del Ministro de Defensa de la URSS, se publicó una directiva del Estado Mayor General (SG) del Ministerio de Defensa la URSS el 29 de marzo de 1980 que define las metas y objetivos básicos, las condiciones de las bases y la futura unidad militar a la que fueron asignados en la Fuerza Aérea.

Se propuso llevar a cabo exámenes especiales del avión experimental en la guerra, las normas básicas para elaborar el apoyo aéreo de las fuerzas de tierra en las montañas, y comprobar experimentalmente la posibilidad de disponer de fuerzas móviles basado en el uso del VTOL Yak-38M.

Más tarde en el estado mayor de la VVS y en el Ministerio de la Industria de la Aviación se celebró varias reuniones para definir el modelo y un programa de trabajo adicional.

En una reunión del Ministerio de la Industria de Aviación de principios de abril de 1980 se decidió enviar a dos aviones Su-25 para evaluar su capacidad de combate en Afganistán.

En la reunión del mismo, el Comandante de la Fuerza Aérea P. Kutakhov prometió computar el programa de vuelos en Afganistán a cuenta de la fase "B" de las pruebas estatales. De acuerdo a las fechas, a O.S.SamoJlovicha le preocupa la finalización de las pruebas estatales

P. Kutakhov le tranquilizó diciendo: "Usted siga las instrucciones del miembro del Buró Político y Secretario del soviet supremo y en las pruebas de estado, no solo quedara acreditado en Afganistán la fase "B" sino la "C","D" "G" Y todo lo que quiera. Como responsable de la prueba del Su-25 en Afganistán en el MAP se designo al Ministro Adjunto M.P.Simonov.

El equipo formado incluye alrededor de 60 profesionales de la OKB Sujoi y el mismo número de especialistas y personal del GK NII VVS  y dos expertos del Instituto Estatal ERATO de la Fuerza Aérea y se creó un escuadrón separado con los aviones T8-1D, T8-3 y seis Yak-38M. Como jefe de este importante grupo fue nombrado el General V. Alferov (Jefe Adjunto del Instituto de la Fuerza Aérea).

Como comandante de pilotos del escuadrón independientes fue nombrado el coronel V.V. Vasenkov del GK NII VVS. El personal de tierra esta encabezados por los ingenieros de pruebas del T8-1D y T8-3. V.L.Vasilev y V.L.Zaytsev y los mecánicos de aviones I.E. Kuleshov y A.I. Dorofeev.

El grupo de análisis de las pruebas de vuelo incluye los principales expertos de la OKB, M.D. Mananikov (aerodinámica), B.N. Brisev y A.V. Sazonov (sistema de observación), A.P. Romaniuk y K. Kozlov (control de armamentos). La evaluación del desempeño del Su-25 y Yak-38M y sus características de mantenimiento ha sido realizado por especialistas de GK NII VVS, el teniente coronel L.A. Arnautov y el teniente coronel V. Gladko

Los especialistas técnicos fueron encabezados por V.D. Shadrin y los grupos de reparación incluyen al capataz I. I. Llugatyrev. Además, el comando incluye dos ingenieros de la fábrica "Arsenal" de Kiev V.L. Ivanyuk y I.E. Kmityuk y el ingeniero T.M. Klimenko de la KBKP Kiev. El equipo de pruebas del GK NII VVS llevó al teniente coronel Oleg Mukhin.

Dado las “circunstancias especiales” en que se celebraron las pruebas, fueron asignadas a ellas dos pilotos de la OKB de P.O. Sujoi y el GK NII VVS: A.A. Ivanov y N.F. Sadovnikov de la "industria", V.V. Colovev y S.N. Muzyka de la VVS.

Los Yakovlev Yak-38M fueron volados por los pilotos de prueba: A.B. Vasenkov - del GK NII VVS, Y.I. Michiko del MAP, Y.N. Kozlov, E.M. Alifanov, V.G. Lanasenko y A.L. Krivulya de la aviación naval.

El programa de pruebas lleva el nombre de código "diamante". Hasta el 16 de abril de 1980 se preparo los equipos y suministros en la base de prueba.

En los aviones T8-1D y T8-3 se coloco espuma en los tanques, se sustituyó el sistema de identificación del aparato y se elimino todo lo innecesarios de los equipos de grabación, también se lleva a cabo trabajos de mantenimiento de rutina.
La mayoría del grupo y el equipo fueron transferidos sin escalas del aeródromo de Akhtubinsk a Shindand (RDA) el 16 de Abril de 1980.

Los aviones T8-1D (piloto A.A. Ivanov) y T8-3 (Vladimir Solovyov) con un pequeño grupo de mantenimiento y equipo de tierra viajando en un avión An-12 volaron hacia Shindand a través de la larga ruta Akhtubinsk-Krasnovodsk-Mary-Shindand. El 16 de abril en la región del Caspio fue malo el tiempo, así que el vuelo final tuvo lugar los días 17-18 de abril (con una estancia de noche en la base aérea de Mary).

En Moscú se preparó "el programa de pruebas" que preveía la realización de 57 vuelos de prueba para verificar el uso operacional y el rendimiento de los equipos de a bordo en un terreno montañoso y con altas temperaturas durante el día.
Sin embargo, el liderazgo de la Fuerza Aérea y el MAP, advirtió a los participantes de la operación "diamante" que los aviones de prueba pueden estar implicados en la realización de misiones de combate por pedido del comandante de la división basada en Shindand.

El programa comenzó con un vuelo de familiarización en las inmediaciones de Shindand. Las primeras impresiones de los pilotos en los cortos vuelos a lo largo de las montañas eran positivas. Pero con el crecimiento de las operaciones de vuelo, cuando hemos tenido que volar varias veces al día a diferentes horas - mañana, tarde, noche - los pilotos se dieron cuenta de que volar en la montaña no es una cosa simple, la misma área ,se ve distinta dependiendo de la posición del sol.

Esto dificulta el hábito de orientación de los pilotos, de esto se dio cuenta rápidamente Dmitry Smirnov, un ex piloto de combate durante la Guerra Patria y instructor en la escuela de vuelo, quien ayudo a construir confianza en los pilotos.

Alguien incluso tuvo la idea de llamar a Shindand a V.S. Ilyushin, a sabiendas de su experiencia de vuelo en el Norte del Cáucaso en Mozdok durante las pruebas del sistema de seguimiento del terreno del Su-24.

D.I. Smirnov se expreso categóricamente en contra de esto, con la creencia de que los pilotos deben superar sus reservas. El diseñador general adjunto, I.E. Ivanov no estaba de acuerdo con la idea de traer a V.S. Ilyushin a Shindand por otra razón: "Si, Dios no lo quiera, es derribado y lo capturan, entonces se dirá en todo el mundo: fue capturado el Héroe de la Unión Soviética y General de la Fuerza Aérea V.S. Ilyushin, hijo del famoso general Diseñador S.V. Ilyushin.

Dimitri Ivanovich estaba en lo cierto: a través de los días, los pilotos recobraron la antigua confianza y estaban listos para realizar cualquier tarea.

El ataque a los blancos durante la implementación del programa de pruebas, no fue, como en los polígonos "atacar una cruz" en la que los pilotos suelen practicar los disparos y bombardeos. Y las primeras veces se tuvo que trabajar con objetivos de piedra y creer en la estimación de los pilotos. Más tarde, a nueve kilómetros del aeropuerto se ha identificado una zona con un círculo y una cruz de piedras. Con la bendición del comandante de la división, se transformó en un polígono, donde se llevó a cabo los bombardeos y los disparos de armas de fuego con oportunidad de supervisar los resultados.


En la segunda semana de la estancia del equipo en la República Democrática de Afganistán, los aviones Su-25 han sido convocados para participar en las hostilidades. En este momento compartían la pista de aterrizaje en Shindand con un escuadrón de Su-17 del regimiento Kyzyl-Arvatskogo al mando del teniente coronel V.M. Gorbenko, que cubrían al Su-25 durante su participación en misiones de combate.
Inicialmente, estos fueron vuelos de reconocimiento, aunque se empleaban armas por parte de los grupos de muyahidines.

En los vuelos de prueba fueron evaluadas las características de maniobrabilidad de la aeronave. Cuando se ejecutaban las actividades se tomaban medidas para aliviar la carga de la célula. Dado que las pruebas estáticas del avión no habían concluido todavía, el primer ejemplar de pre-producción T8-3 tenía un límite a la sobrecarga operativa máxima igual a 5 g.

Para mantener la coherencia, en el T8-1D se observo la misma restricción. En uno de los vuelos con cuatro FAB-250 AA Ivanov llevó a cabo una serie de maniobras acrobáticas, como el "el rizo círcular". La altura de salida fue, como se esperaba, mayor que la altura de entrada. Esto es muy alentador para los pilotos.

Pero el equipo de pruebas del Gk NII VVS decidió poner el problema más complicado: un ataque simulado a objetivos situados al pie de la ladera y en la cima de la montaña.

Este ataque debe tener lugar "de frente", es decir: perpendicular a la superficie de la ladera. La diferencia de alturas desde el pie hasta la cumbre iba a ser no menos de 500-600 metros.

Este trabajo no inspira confianza a las tripulaciones y los pilotos de prueba de la OKB, pero después de un cuidadoso análisis y diseño del procedimiento de vuelos el trabajo fue realizado por los cuatro pilotos.
Como ya se informó por las tripulaciones, los equipos de grabación  mostraron que gracias a la robusta construcción de las alas y la alta relación empuje/peso (y a pesar de la restricción a la sobrecarga), se puede detectar, identificar y poner en práctica el ataque al objetivo.

Todo esto ha reforzado la fe de los pilotos en la capacidad de maniobra de la aeronave.

En la víspera del 9 de mayo una división de Infantería Motorizada llevaba a cabo una gran operación contra los Mujahideen en la ciudad de Farah, que posteriormente fue nombrada Farahskoy. La infantería se encontró con una zona fortificada en el barranco de la montaña, creada en los tiempos de Muhammada Dauda .El acceso estaba minado (dos vehículos blindados fueron volados por las minas) y la infantería se encontraba bajo fuerte fuego enemigo. Y cada una de las laderas de la parte inferior de la garganta tiene fortines.

Por cuenta propia se decidió el envío de los aparatos: Su-25 y Su-17. Los aviones de ataque operaron juntos a los Su-17, mientras que los Su-17 volaban en círculo alrededor de la zona, el Su-25 atacaba. El avión procedía de la parte superior de la montaña y se zambullía en el valle, en la retaguardia del enemigo en presencia de fuego de tierra y desde helicópteros .Hemos trabajado en la limpieza de la zona durante tres días, haciendo unas 4 salidas al día cada par de pilotos (un total de ocho salidas al día), con bombas de alto explosivo y de hormigón. Después de este tratamiento la infantería tomo esta garganta fortificada casi sin pérdidas.

Además de las operaciones de Farahskoy , el Su-25 realizó otras operaciones de combates pero a menor escala. Así, en una de las salidas se destruyó dos tanques enmascarados en el barro, el “trofeo” en otros casos eran vehículos de los muyahidines. Los pilotos también realizaron misiones de "caza libre" en las caravanas de transporte de armas.

Simultáneamente con el Su-25, en la operación "diamante" participo la aeronaves de despegue y aterrizaje vertical (VTOL) Yak-38M. Tenían su propio programa de pruebas de vuelo, pero a juzgar por los resultados obtenidos durante la operación de los aviones Yak-38M en altura y con alta temperatura, estos no eran adecuados para llevar a cabo las misiones de combate.

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« Respuesta #21 : 17 Junio 2011, 04:15:09 »

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La Marina venezolana ha estado intersada en una versión navalizada de los Su-25/39, pero hasta los momentos no se ha concretado nada. ¿La versión naval rusa hasta que punto desarrollo su capacidad antibuque?
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« Respuesta #22 : 17 Junio 2011, 19:08:49 »

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Saludos:

La Marina venezolana ha estado intersada en una versión navalizada de los Su-25/39, pero hasta los momentos no se ha concretado nada. ¿La versión naval rusa hasta que punto desarrollo su capacidad antibuque?

La versión naval embarcada Su-25UTG es mayormente para entrenamiento, la única versión que se preveía que tenga "alguna" capacidad antibuque era la Su-25TM , la cuál quedo en el olvido y nunca se construyó en serie.
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« Respuesta #23 : 18 Junio 2011, 16:14:31 »

No se podía realizar el despegue vertical con carga de combate, por lo que se decidió ponerlos a prueba despegando convencionalmente.

La longitud del campo de aviación de Shindand es de 2300 metros de longitud y esta a 1140 m sobre el nivel del mar, en él, el Su-25 con cuatro toneladas de bombas puede despegar desde el centro de la pista y el "Yak" despega después de 250-400 metros de carreteo con una carga de combate de hasta 1000 kg, logrando apenas una altura de 15-50 m al final de la pista con pendientes muy pequeñas de ascenso durante 5.7 km. En una ocasión, la aeronave para mantener un ascenso mínimo fue forzada a lanzar sobre la pista a dos cohetes no guiados S-24. Lo técnicos del Gk NII VVS tuvieron que ir a desactivarlos. En uno de los vuelos después del despegue de la aeronave ocurrió una falla en la tobera del motor de despegue. El ascenso del avión se detuvo y el Yak-38M cayó desde una altura de 10-15 metros sobre la pista. El piloto Coronel. Yuri N. Kozlov afortunadamente sobrevivió. Después de ese incidente, el programa de prueba de la aeronave de despegue y aterrizaje vertical Yak-38M se suspendió.

El Sujoi Su-25 dio buenos resultados en las condiciones difíciles de Afganistán y dejo muy satisfecho a las tropas de tierra. Así el Su-25 mostró grandes cualidades de lucha y también confirmó su rendimiento a pesar de las condiciones de gran altitud y altas temperaturas.

Por ejemplo, cuando se realizaba operaciones con grupos de de Su-25 y Su-17 donde se suponía que debían superar una alta cordillera. El Su-25 en estas condiciones difíciles, ascendía casi verticalmente sobre la montaña mientras que el Su-17 debía rodear la parte más alta de la montaña.

La operación "Diamante" llamo la atención de altos funcionarios del Ministerio de Defensa. En mayo visitó Shindand el Comandante Adjunto de la Fuerza Aérea Mariscal del Aire A.L. Silantyeva, el Viceministro de Defensa, coronel general V.M. Shabanov y los mariscales S.F. Ajroméyev y S.L. Sokolov.

Cada visita fue acompañada por un informe del General V.V. Alferov con los resultados de las pruebas y operaciones de combate del Su-25 y Yak-38М. A mediados de mayo, cuando el programa de prueba estaba casi terminado, en un informe de los mariscales S.L. Sokolov y A.L. Silantyeva se hizo la sugerencia de que con los resultados del trabajo de la operación "diamante" se pueda formalizar "con anterioridad a la finalización de las pruebas, la posibilidad de entrega de los Su-25 a la VVS y su utilización en los regimientos con el levantamiento de algunas restricciones después del fin oficial de las pruebas estatales. Silantyeva y Sokolov, están de acuerdo con esta propuesta, pero en realidad, los vuelos realizados en "diamante" se han acreditado a cuenta de la fase "B" de GSI y para el suministro de aviones a la VVS se tuvo que esperar al acta de finalización de las pruebas.

El 16 de mayo se llevó a cabo dos vuelos para completar el programa de prueba "diamante" (57 vuelos de prueba). Desde el 17 de mayo se elaboraron algunas cuestiones sobre la interacción con un grupo de control militar de la 5º División de Infantería y los controladores aéreos. Para estos efectos se llevaron a cabo 6 pares de vuelos.

El 2 de junio recibió la orden de finalización de la operación "diamante" y el retorno de las aeronaves a Akhtubinsk. La operación "Diamante" se terminó el 6 de junio de 1980 cuando 2 aparatos llevaron a cabo 100 vuelos, incluidos 44 de combate, el tiempo total de vuelo fue de 98 horas, 11 minutos. Toda la experiencia de combate en la Operación "diamante" ha desempeñado un papel positivo e importante en la difícil historia de este avión

Las pruebas de vuelo en la fase "B"

Casi sin interrupción el 18 de junio de 1980 se comenzó a trabajar en la 2ª fase (fase B) del GSI. Su carácter tranquilo finalizo con un trágico suceso: el 23 de Junio de 1980, en un vuelo de prueba en el aparato T8-5 (3º aviones de pre-producción de la fábrica de aviones de Tbilisi), destinada a la pruebas de barrena se estrelló el piloto de prueba de la OKB Yury Yegorov.

Durante la investigación de las causas de la catástrofe, los medios de grabación pusieron de manifiesto que la destrucción de la aeronave ocurrió en el aire debido por un exceso involuntario de sobrecarga.

La transcripciones de los "Tester-UZ" muestran que Yuri Yegorov a la misma velocidad llevo a cabo varias giros idénticos, espirales con g = 5,0 pero sobrecargas no intencionales de corto periodo alcanzaron los g = 7,5 después de uno de ellos el avión se daño en el aire. Y el piloto no logró expulsarse. La investigación de la comisión de emergencia para casos de accidentes ha dado varias versiones sobre lo que pudo ocurrir, pero la verdadera causa del accidente, por desgracia, no ha sido establecida.
Pero la vida continuó y durante las pruebas llevadas a cabo en un corto periodo de julio a diciembre de 1980 en el polígono del GK NII VVS se centró en la caracterización de la aeronave durante el uso operacional.

Se llevó a cabo con 4 aviones: T8-1D, T8-3, T8-4 y un avión de serie que ha recibido un índice T8-6. Conectado a la prueba de vuelo de 1980 estuvieron: de la OKB A.A. Ivanov, del GK NII VVS O.G. Tsoy, V.V. Soloviev, V.N. Muzyka, D.D. Ivanov y VL. Selivanov.
En la aeronave T8-6 se han probado la instalación CPG-17A con el cañón GSh-30, en particular, para estudiar el efecto de sus gases en las características dinámicas del motor. En el curso del trabajo surgió inestabilidad en el motor cuando se disparaba volando a baja velocidad.
El funcionamiento del motor de la izquierda “tironea” a potencia máxima cuando se dispara. Según los resultados de las pruebas, se limitaban el disparo desde el CPG-17A según el régimen de los motores y la velocidad. Además, identificó otra cosa desagradable, la destrucción del mecanismo de accionamiento de las válvulas del tren de aterrizaje de la nariz por el retroceso del GSh-30. Debido a esto, el avión ha aterrizado dos veces con el vientre. El avión era pilotado por D.D. Ivanov y O.G. Tsoy en esas ocasiones.

Resultó que a partir de la fuerte vibración durante el disparo, uno de los mecanismos de cierre/apertura cinemáticos de la compuerta del fuselaje ha quedado en "punto muerto" y "se transformo" en cerradura de la compuerta cerrada.
La solución no llevo mucho tiempo y pronto el avión T8-6 siguió las pruebas de vuelo, y en el acta se anoto la posibilidad de recuperación del aparato en el terreno después de un aterrizaje de emergencia.

Como resultado del uso de los Su-25 en Afganistán, fue necesario verificar la posibilidad de emplear en misiones de ataque (en caso de emergencia) el combustible utilizado por las tropas de terreno, es decir combustible diesel.

Hubo varias unidades de trabajo en el laboratorio de investigación del sistema de combustible para aplicar al motor combustible diesel.

Como resultado de estos trabajos se emitió un dictamen que autorizaba la prueba del sistema de combustible del motor con el avión en vuelo. Para ejecutar este programa, como ingeniero líder fue designado A.A. Kornilovich quien preparo el avión T8-3. El programa incluye 8 vuelos realizados por el piloto de pruebas de Sujoi A.A. Ivanov. Las pruebas se llevaron a cabo con el gasóleo L-O ,2-4 y 0.

Sobre la base de las pruebas realizadas se comprobó que el motor R-95SH funcionando con combustible diesel, no difiere de los parámetros de cuando el motor emplea queroseno. El sistema de combustible de la aeronave mantiene el funcionamiento normal de los motores en el desempeño de todos los regímenes de vuelo. Además, el consumo de combustible del Su-25 lleno con combustible diesel, prácticamente no modifica los parámetros del avión alimentado con queroseno.

Más tarde, con el aparato T8-11 el ingeniero jefe de la OKB N.N. Yaroshenko realizó un programa para evaluar el uso de aviones de ataque que utilizan combustible diesel. En el prototipo T8-3 funcionó bien el lanzamiento de
los cohetes y se realizaron vuelos con la cabina abierta (sin cubierta de plexiglás), así como la eyección del plexiglás.

En la etapa final de las pruebas, entre el 1 de noviembre y el 25 de diciembre de 1980 se comprobaron en el aparato T8-4 las características de vuelo a altos ángulos de Ataque. Sin esto era imposible cuantificar los parámetros permisibles de maniobras de combate.

El ángulo de ataque admisible se define en los pruebas de vuelo donde el avión es llevado al punto extremo donde pierde sustentación. Estas pruebas suelen ser bastante complejas aunque habituales en el GK NII, pero tales pruebas debían ser precedidas por una similar que estudie su desempeño en barrena con modelos de estudio en un túnel de viento vertical del TsAGI que dictaminen sobre la posibilidad de la pruebas de ángulo de ataque. En septiembre de 1980 las pruebas del túnel no estaban terminadas y en consecuencia no se tenía el dictamen. Además, para la prueba a altos ángulos de ataque y de barrena, los aviones deben estar equipados con un equipamiento para medir la respuesta del aparato durante las pruebas. Dicho equipo en la aeronave todavía no estaba probado. Por lo tanto, el gobierno ha pedido a la OKB y al GK NII VVS realizar un vuelo de prueba para determinar el ángulo de ataque permisible, a pesar de la falta del informe del TsAGI y el equipo necesarios para medir el resultado. Después de la reunión, celebrada entre la cabeza del laboratorio Y.I. Sneshko con O.S. Samoilovych y A.D. Shcherbakova, el liderazgo del GK NII decidió llevar a cabo las pruebas.

En relación con el corto tiempo para las pruebas (el GSI tenía que ser terminado antes del final del año) y el previsto mal tiempo en la parte europea del país, se decidió mantener esta parte de las pruebas en Turkmenistán, en el aeródromo de Mary-2.

Las pruebas se realizaron en virtud de la decisión conjunta del MAP y la Fuerza Aérea, como responsable de la realización de esta fase de pruebas de vuelo fue nombrado O.S. Samoilovich. Un equipo de la OKB Sujoi proporcionaría el mantenimiento de la aeronave, los integrantes del GK NII VVS era: V.S. Vasyanina, A.R. Yevstratova, L.I. KrohmalevoY, V.B. Gutnyaka y L. Krapivsky quien guiaba la prueba de vuelo


En el marco del programa estaban los pilotos: del GK NII VVS - VL. Selivanov, O.G. Tsoy , V.V. Solovyev de LII y  A.A. Shcherbakov del MAP. Las pruebas se realizaron con éxito, asegurando la conclusión oportuna del GSI antes del plazo en diciembre de 1980. En estas pruebas, hubo un contratiempo parcial, que casi llevó a la pérdida de la aeronave y la muerte del piloto. Antes de el siguiente vuelo (realizado por el piloto de pruebas O.G. Tsoy), a fin de no perder tiempo en preparar la aeronave para el despegue de la mañana, el Su-25 fue reabastecido y equipado con una carga de bombas en la noche. En la mañana, 15 minutos antes del despegue el avión cayó de lado por la rotura del semieje de la rueda. Usted puede imaginar lo que hubiera ocurrido si la máquina despegaba.
Basándose en estas pruebas, se comprobó que el Su-25 tiene la característica única de cambiar el coeficiente de sustentación con el ángulo de ataque.

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« Respuesta #24 : 18 Junio 2011, 16:23:19 »

Esto es que en cierto punto, con el aumento del ángulo de ataque del SU-25, su valor no se incrementa. También existe un aumento del par en el momento del vuelo en picada que conduce a una bajada de la nariz de la aeronave sin calarse el ala. Esta característica única del ala de los aviones se ha asegurado por los perfiles que han desarrollado el ingeniero principal de la 2º sección del TsAGI G.L. Yakimov y los diseñadores principales del departamento de aerodinámica de la oficina de diseño: L.G.Chernovym y L.I.Baramom.

La Característica de la variación de la curvatura a lo largo del ala fue diseñada para alejarse de la separación del flujo terminal, lo que lleva a la entrada en perdida de la aeronave y la caída en barrena.

Las pruebas de Estado se terminaron oficialmente el 30 de diciembre de 1980 llevándose a cabo 186 vuelos. El acta de los resultados de la GSI señaló que debido a la falta de preparación de la aeronave no se pudo completar la investigaron del comportamiento en barrena del Su-25 y el disparo con CPG-17A, pero básicamente el avión confirmó los requerimientos iniciales (TTT) y daba la recomendación para lanzar el avión en producción en serie corrigiendo las deficiencias detectadas por el GSI.

Esto hizo posible poner en marcha la producción en serie del avión en la fábrica de aviones de Tbilisi. A partir de junio de 1981 forma parte de la Fuerza Aérea el 200º escuadrón aéreo separados de asalto (200º OSHAE) bajo el mando del teniente coronel D.M. Afanasyev, al que le fueron entregados los primeros 12 aviones de producción.


Después del final del programa de vuelo en el GSI, cuando se estructuraba el Acta de las Pruebas estatales, el 21 de enero de 1981 la aeronave T8-1D se perdió, era tripulada por el piloto de pruebas del GK NII VVS A.D. Ivanov. En una prueba sobre la utilización de las aeronaves de combate superando el límite de velocidad (M = 0,82), el avión entró en una zona de intensa agitación y oscilación, lo que llevo al piloto a verlo como una pérdida de control y A.D. Ivanov se expulso.

En marzo de 1981, a la Oficina de Diseño Sujoi vino a trabajar, Vladimir Babak, como diseñador jefe adjunto en el Su-25T (T8-M). Desde enero de 1983, cuando Yu Ivashechkin volvió a trabajar en su antiguo departamento, dirigió a todos los trabajos sobre el Su-25 y sus variantes.

Con el final de las pruebas de estado, en la OKB el trabajo no termino de ningún modo: el desarrollo del diseño y los sistemas de la aeronave siguen así como los vuelos de los aviones de prueba.

En 1984 el aparato T8-4 fue probado en un aterrizaje sobre un modelo de la cubierta de un portaaviones en Pokazap con resultados positivos.

Durante la producción de los aviones de serie, en la medida de posible se ensayan variantes en los aparatos experimentales y se han hecho algunos cambios, de acuerdo con el análisis de los materiales y el estudio del accidente del T8-5 se llevó a cabo una modificación del ala, se reforzó el fuselaje trasero y otras partes de la célula. Casi simultáneamente, el avión comenzó a disponer del compartimiento del motor extendido y un fuselaje alargado en la cola por el montaje del lanzador de señuelos.
Algunos cambios y mejoras se hicieron en los diferentes sistemas de la aeronave. El avión de serie T8-9 fue probado en la estabilidad, la controlabilidad, la barrena y la durabilidad. El avión fue probado como Ingenieros líderes de la prueba por: D.R. Evstratov (estabilidad, la controlabilidad y barrena) y K.V. Goryachev (prueba de resistencia). Se encontró que el Su-25 es muy difícil que caiga en barrena y la recuperación de la aeronave se realiza simplemente mediante el establecimiento de las palancas de mando y los pedales en una posición neutral.

La parte principal de los vuelos de prueba lo hizo el Héroe de la Unión Soviética, el distinguido piloto de pruebas Alexander Aleksandrovich Shcherbakov.

Iba en paralelo la prueba del avion T8-1 (por el ingeniero Valery Zaitsev) en despegues y aterrizajes en el suelo sobre la pista de tierra en Lukhovitsy.

Durante mucho tiempo, siguió el trabajo sobre la inestabilidad de las características de manejo del canal transversal. Resolver este problema mediante la mejora de la compensación no se consiguió, por lo que se decidió establecer una asistencia al canal con el dispositivo BU-45A (como en el MiG-21) y desarrollarlo en las pruebas de vuelo. Esta labor cayo sobre los trabajadores de la OKB L.I. Baram, V.V. Chernov y L.G. Obzherin

Después de las revisiones pertinentes en la primera mitad de 1983, en el avión T8-11 con número "66" , más tarde donado al museo de la aviación en Monino y que ahora se exhibe, se instaló por primera la asistencia del canal transversal (permite aumentar la velocidad máxima de la aeronave hasta 1000 km / h, y el aumento del limite de la estructura a 6,5 G).

Además de esto en el T8-11 se instalaron los frenos de aire, lo que proporciona picadas (sin dispersión) para ángulos de 30º (esto es permitido por el aumento de la eficiencia del frenado en un 60%) y junto a las luces de aterrizaje, el T8-11 se ha convertido en la referencia para los aparatos de serie.

En la aeronave T8-11 se llevó a cabo un programa completo de pruebas para la producción, lo que resultó en la instalación del canal asistido, así como aerofrenos de mayor eficiencia y las luces de aterrizaje por lo que se recomienda comenzar la producción en serie. En el mismo aparato se realiza la eliminación de las restricciones. Desde 1984 los aparatos son producidos en serie.

En la aeronave T8-11 también se practica la utilización de pequeños contenedores normalizados (KMG) y el guiado misiles aire-superficie X-25ML, X-29L, S-25L y el aire-aire R-60.

El mismo avión estuvo involucrado en el programa de pruebas "Astra" cuyo objetivo es la aplicación de recubrimientos para reducir la visibilidad ante un radar de tierra.

Más tarde, sobre la base del avión de producción T8-12 se realizaron más pruebas de visibilidad (prueba Okie). En particular, el avión estaba cubierto con un compuesto especial que absorbe las ondas de radio. También se utilizó pintura especial que reduce la visibilidad de la aeronave en el rango óptico. En el T8-12 fue puesto en práctica un nuevo contenedor suspendido de interferencia Gardenia.

Una amplia gama de mejoras se ha aplicado a las aeronaves en producción en serie en 1986 en base de la experiencia de combate en Afganistán. En chastnesti el avión había sido equipado con bloques adicionales para el lanzamiento de señuelos IR en la parte superior de la góndola del motor y detrás de la cabina, un sistema de extinción de fuego adicional en el compartimiento de cola y una pantalla corta-fuego y esteras de fibra de vidrio en los lados del fuselaje en las cercanías de la barquilla del motor.

Por resolución del Comité Central del PCUS y del Consejo de Ministros de la URSS NQ386-87 del 31 de de 1987, el Su-25 fue aceptado oficialmente en servicio y en base a la orden del Ministro de Defensa NQ91 del 18 de abril de 1987 el avión ataque fue adoptada por la Fuerza Aérea.

Al mismo tiempo, en los aviones de serie se proponen instalar los nuevos motores R195 con mayor potencia y firma infrarroja reducida.
La prueba de vuelo con R195 se decidió realizar con el aparato T8-14 (como ingeniero jefe en la prueba fue nombrado Alexander Kornilovich y como piloto de pruebas de Sujoi Е.G. Revunov), en el mismo aeroplano fueron llevado a cabo la prueba de lanzamientos de señuelos infrarrojos.

El 4 de Febrero de 1988, durante un vuelo de prueba, por un defecto en el sistema de combustible el avión T8-14 se estrelló, el piloto de pruebas E.V. Lepilin se logró expulsar
Las pruebas de vuelo realizadas por el aparato T8-14 se continuaron con el T8-15

Por cierto, en el espectáculo aéreo internacional de Le Bourget, celebrada en junio de 1989, se mostró precisamente este avión con número "AOR 1" y siendo que por entonces era propulsado por el nuevo motor R-195, para mantenerlo en secreto, el avión se presento con los viejos motores R-95SH.

La aeronave T8-15 también está trabajando en la utilización de bombas blanco HS-6. Además, en el T8-15 fue probada su visibilidad por infrarrojos y los medios de defensa contra los misiles "Stinger", también se empleo en la prueba de sistemas de navegación de corto y largo alcance (RSBN A-324 y RSDN A-720).

En marzo de 1989, el avion T8-15 comenzo a volar en el programa de pruebas de fábrica.

Una vez terminado la pruebas de fabrica del T8-15 con motores R195 fue presentado al GK NII VVS para las pruebas de vuelo especial. El programa de ensayos de vuelo especial incluye la realización de 72 vuelos. Los vuelos fueron realizados por los pilotos del GK NII VVS: A.L. Petrovym, G.N. Voronovym, V.E. Prokofevym, B.Z. Dahtleron, N.F. DiorditseY, S.D. Lushinym y V.M. Chirkina.
Los motores R-195 fueron instalados en los aviones a partir de la 10º serie. Además, los motores fueron instalados en los Su-25BM y Su-25T


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« Respuesta #25 : 19 Junio 2011, 22:06:48 »

La producción en serie en la planta de aviación de Tbilisi

Por resolución del Comité Central del PCUS y del Consejo de Ministros de la URSS del 29 de junio de 1976 se ordenó la producción en serie del Su-25 en la fábrica de aviones de Tbilisi.

De conformidad con la Ordenanza fue desarrollado un órgano interinstitucional (MAP, MCI y la Fuerza Aérea) que realizo un cronograma para lanzar la construcción de los Su-25.

Tan pronto como era posible se debía preparar los materiales para las aeronaves y adaptar la tecnología de producción para el avión, los tratamientos aplicados a los materiales, etc.)

Ese fue el comienzo de la cooperación de la planta de aviones de Tbilisi de G.K. Dimitrov (TAZiD) con la oficina de diseño de Sujoi. En el período inicial de pre-producción para asimilar la producción del Su-25, en la planta estaba constantemente un equipo de expertos de la OKB dirigido por el suplente del diseñador en jefe V.V. Nikolsky. En las cuestiones operativas lo ayudó el líder de diseño V.Y. Ignatov.

El equipo básico consiste de especialistas de la OKB Sujoi: el Jefe de Tecnología V.M. Lavlyuchenok y sus adjuntos Vladimir Tikhonin y V.I. Chenchikov, el jefe metalúrgico principal I.A. Vaks y el soldador principal V.V. Redchits.

Además, para garantizar la vinculación entre la fábrica de aviones y el taller de la OKB que produjo los prototipos, a la fábrica de G.K. Dimitrov fue enviado un grupo de diseñadores de la OKB encabezada por el jefe de taller de montaje V.A. Grosheva y su jefe técnico A.F. Kupriyanov.

En 1978 se realizo una gran cantidad de trabajo en la preparación del lanzamiento en producción de los Su-25: con la llegada de los planos, se preparo la maquinaria existente y se adquirieron nuevos equipos.

En el mismo año, en el taller de montaje, dirigido por G.S. Kolondadze se produjo el primer fuselaje. Con el fin mantener el Su-25, al taller de montaje de la planta fue enviado un grupo de especialistas del taller de montaje de la OKB de P.O. Sujoi encabezada por el Jefe E.S. Medvedev. Además, la planta de aviones de Tbilisi empleo expertos de los talleres de producción de maquinaria Strojíren. Principalmente de fresadoras, encabezados por A.S. Pinskles. A Tbilisi viajaba a menudo el director de la OKB A.S. Zazhigin y el ingeniero jefe G.T. Lebedev.

En repetidas ocasiones, el director de la fábrica de aviones K.G. Dimitrov visitaba al principal especialista del MAP N.V. Kislov.

Después de que la planta fue encabezada por V.S Tordija, se reunió un equipo de colaboradores que está compuesto por: Ingeniero Jefe A.L. Ignatova, ingeniero jefe adjunto D.G. Tskitishvili, jefe de producción V.V. Kudyumova, jefe de tecnología A.F. Kupriyanov, jefe de montaje D.I. Jager, también V.I. Akopov, A.K. Mirolyubova, D.A. Svanidze, B.I. Gavrilov y S.A. Babridze. El diseñador jefe de la fábrica era A.I. Afanassiev.

Desde el comienzo de la producción de los Su-25 y los misiles aire-aire R-60 se produjo una importante labor de reconstrucción de la planta.

Durante este período, se introdujeron en la línea de producción equipos de mecanizados de alto rendimiento tanto nacionales como importados, se adoptaron nuevos procesos tecnológicos para la producción con modernas herramientas de corte, se adopto un proceso de fabricación para el corte de chapas gruesas de aleación de aluminio con plasma. Se produce una reconstrucción del área de fundición, se prevé la introducción de líneas automáticas de fundición de precisión, etc.

En el inicio, la producción del Su-25 en serie estuvo al borde del fracaso por problemas en la producción de las cabinas de titanio soldadas.

Inicialmente, estaba previsto llevar a cabo la soldadura automática de la cabina utilizando el método de haz de electrones con los sistemas "ELU-15" y "ELU-22" todavía en desarrollo. Estas instalaciones no se completaron a tiempo en la fábrica de aviones de Tbilisi.

La Salida de la situación fue encontrada por V.S. Tordija. Bajo su liderazgo, en un período de tiempo muy corto se ha desarrollado e introducido una nueva tecnología para la soldadura de la cabina de titanio que excluye el uso de equipo sofisticado y permite la soldadura directa de las placas de titanio en un flujo de gas inerte (argón).

Este trabajo es mucho más rápido, barato y garantiza la calidad de la soldadura. En paralelo, se ha desarrollado e introducido un nuevo proceso tecnológico de recocido al vacío y termo corrección, implementado en un sitio especial se colocaron dos unidades de calentamiento al vacío "UVN-1500, desarrollado y fabricado por la planta UNDI Rzhevsky para ello se instalo una sección para la preparación de la superficie de los productos tratados , se instalo la maquinaria para garantizar la temperatura adecuada del agua en el sistema de refrigeración de estas plantas y el control de las dimensiones geométricas.

La introducción del nuevo proceso de producción mantiene los contornos de la cabina con precisión. Además, el uso de nuevos equipos en la planta tienen un gran efecto económico. Los procesos tecnológicos están protegidos por los certificados 1.111.

La fábrica de aviones de Tbilisi de G.K. Dimitrov fue nominado para el Premio Estatal GSPC de 1983 en el campo de la ciencia y la tecnología por su compleja labor: "Investigación, desarrollo e introducción de nuevos procesos tecnológicos de recocido al vacío y termo corrección de la aleación de titanio ABVT-20. La organización TAZiD fue la primera planta en la URSS que desarrollo el recocido en vacío de las aleaciones de titanio en el período 1979-81.

Como postulante del Premio Estatal fue nombrado un grupo de la fábrica dirigida por V.S. Tordija, T.V. Kvintradze, V. D. Lerepelyatnikova, G.N. Nurtseladze, S.K. Dzhorbenadze, los representantes del NIDTa Y.I. Spector, S.I. Hramova y del departamento técnico del MAP R.B. Urmanov.

En 1978, la planta produjo dos ejemplares de pre-producción de estos aviones de ataque que envío a la Oficina de Diseño Sujoi.

En el mismo año para la solución rápida de una gran cantidad de problemas de diseño que se plantean en la fabricación de aviones en masa, fue creada una filial de la OKB Sujoi. Como jefe de la sucursal fue designado el diseñador jefe de la sucursal de la OKB Sujoi en Novosibirsk, B.P. Pinaev a quien más tarde reemplazó A.S. Jajava.

En efecto, una filial de la OKB de P.O. Sujoi se estableció sobre la base de los expertos de la filial de la OKB de las fábricas de Novosibirsk y Komsomolskna-Amur.

Para obtener asesoramiento y asistencia práctica en la elaboración del primer volumen de producción a la planta de G.K. Dimitrov se envió un equipo de oficiales encabezado por el Jefe Adjunto L.I.3aslavskim. En el equipo se incluían: el diseñador jefe N. Mironov, el ingeniero jefe V.I. Letrov, los mecánicos O. R. Timchenko, VI Malyshev, V.K. Blohnin, el electricista V.M. Vargin y el constructor de instrumentos K.Sh. Khabibulin. Funcionalmente se hizo jefe de la brigada a L.A. Asatiani


Durante este período a TAZiD voló varias veces el representante de sujoi, YuL. Butenko y el ingeniero A.I. Andrianov, que más tarde se convirtió en representante de la VVS en la OKB. Un represente militar en la planta de aviones de Tbilisi, A.S. Lozharitsky tomó parte activa en el desarrollo en serie de este avión.

En 1979 fue transferido a las pruebas de vuelo y pruebas estáticas cuatro ejemplares de la aeronave SU-25.

La producción en la planta a ganado impulso y es cada vez mayor el número de aviones producidos. En 1980 se produjeron 10 aviones.
En mayo de 1981 se debía recoger el primer lote de 12 unidades para el escuadrón de ataque independiente 200 (200º OSHAE).


En este momento en la fábrica aún no están listos los ejemplares de serie ya que falta afinar algunos detalles de los equipos de producción. La delegación que debía recoger los aparatos en la fábrica para el escuadrón encontró todos los talleres vacíos.
La conclusión es decepcionante: no se ha producido los ejemplares en serie necesarios para la transferencia al cliente.

El camino a seguir lo encuentra el diseñador general E.A. Ivanov. Quien llamó al Comandante de la Fuerza Aérea P.S. Kutahovu y propuso superar el problema con la aceptación en la unidad militar de los aviones situados en Akhtubinsk , en la OKB en el GK NII VVS y otros aviones que participaron en diversas pruebas. Después de la aceptación se dio las órdenes necesarias y bajo este sistema durante abril fueron transferidos al 200º OSHAE los 12 aparatos.

Para resolver algunos problemas que han surgido en los primeros días del comienzo de la producción en serie delSu-25 fue asignado un grupo de expertos para las pruebas in situ de los sistemas principales de la aeronave. Para los motores, G.I. Gavrilov, para el sistema de armas, D.V. Svanidze.

Para cumplir con el plan estatal para la fábrica de aviones de Tbilisi fue necesario reducir la complejidad de la fabricación de los Su-25. Por orden del Ministro de Industria de Aviación, Y.S. Silaev y el Viceministro M.N. Simonov, los especialistas de las instituciones UNDI, TAZiD y Sujoi han hecho recomendaciones para reducir en 5.000 horas-hombre el trabajo necesario y se han tomado las medidas necesarias.

Juntos a la OKB Sujoi y la fábrica de aviones de Tbilisi se hicieron muchos cambios y mejoras constructivas en el diseño final de los aviones.

Fue durante este período que entre la OKB y la fábrica de aviones se forjo una estrecha cooperación que es especialmente evidente después de la transferencia de las aeronaves a Afganistán y a las unidades militares.
Para llevar a cabo el servicio de garantía y la asistencia técnica a las organizaciones que mantienen y realizan la preparación de los aviones para el combate, más de un centenar de representantes de la fábrica de aviones fueron enviados a Afganistán entre 1981-88.

Durante el desarrollo y lanzamiento de la producción de los Su-25 la fábrica de aviones de Tbilisi recibió en varias ocasiones la visita del Ministro de la Industria de Aviación, altos jerarcas del Ministerio de Defensa y la Fuerza Aérea del país, así como de la República de Georgia.

En 1982 se vio el desarrollo estable de la producción en serie del Su-25 y aumentó significativamente el ritmo de producción. Así mismo comenzó la producción de elementos asociados al aparato: D/1YA , AMK-8 ,SPS-141, etc.

Se incremento los requisitos de precisión y calidad de fabricación de componentes individuales, conjuntos y unidades. La creación y aplicación de medios de alto rendimiento automatizado, el control y nuevos métodos de ensayo para las pruebas no destructivas.

En 1983 en la planta se ha establecido un nuevo procesos para la formación de los grandes paneles de las alas a partir de la hoja de 8-95 por medio de estiramiento, para la realización y el montaje del cajón, la raíz y la sección central del ala, Además del pulido de los cilindros de los actuadores hidráulicos, continuo el afinado de los procesos de diseño.

Después de que el inicio la producción en la fábrica de aviones de Tbilisi del Su-25, la fabricación de variante biplaza para instrucción se encargo a la planta de aviación de Ulan-Ude.

Para compartir la tecnología y la organización de la producción del Su-25, en 1984 desde la fábrica de aviones de Tbilisi fue enviado el ingeniero en jefe y un equipo de la planta hacia Ulan-Ude.

Se acordó que en la planta de aviones de Tbilisi se llevara a cabo la calibración de maquinaria y el acoplamiento de partes individuales de Ulan-Ude (alerones, flap, etc) con el fin de garantizar su intercambiabilidad. Estos elementos se han probado en la fábrica de aviones con las existencias de Tbilisi.

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« Respuesta #26 : 22 Junio 2011, 03:07:43 »

Dinámica de la producción de los Su-25 y todas sus modificaciones en la planta de Tbilisi

modelo/año
..............78/79/80/81/82/83/84/85/86/87/88/89/90/1991/95/96
Su-25.......2..4..10..13..30..55..62..78..58..100..85 ..85..-..-..-..-
Su-25K.....-..-..-..-..-..-..8..36..40..40..40..16...-....-..-..2
Su-25T.....-..-..-..-..-..-..-..-..-..-..-..2..5..5..6..6
Su-25BM...-..-..-..-..-..-..-..-..-..-..50
Su-25U.....-..-..-..-..-..-..-..-..-..-..-..-..-..-..-..1



En 1984 la OKB y la planta de Tbilisi introdujeron importantes cambios estructurales y mejoras en los Su-25(aero-freno con mayor superficie, etc), también se lanzó la producción de una versión destinada a la exportación llamda Su-25K, las entregas del Su-25K a clientes extranjeros comenzaron en el primer trimestre de 1984

En 1985 la planta se convierte en Asociación de producción aeronáutica de Tbilisi (TAPA),

A partir del tercer trimestre de 1986 el plan de producción del Su-25 está en constante jaqueo debido a la escasez sistemática de los motores y desde 1987 a las causas de producción irregular se agrega las fallas en las fechas de entrega de los asientos eyectables.

En 1987 la OKB de P.O. Sujoi libero toda la documentación de diseño para la nueva variante Su-25T.

Al mismo tiempo fue completada la preparación de las modificaciones sobre la nariz de un avión para la producción del Su-25T, así se produjo un fuselaje del avión.

En 1988 se introdujo una serie de cambios de diseño para mejorar la calidad y la fiabilidad de los aviones de nueva construcción, con la mejora del diseño de la unión
del “cajon” y en la tecnología de fabricación del marco del motor R-195, entre otras modificaciones

En 1988 se fabricaron dos fuselajes de Su-25T. La preparación para la producción del avión Su-25T esta completa en un 95%. Al mismo tiempo, comenzó el montaje de la parte media del fuselaje y la fabricación de piezas para los aviones.
Desde el comienzo de la conversión en 1988, el volumen de la producción militar en la planta se redujo hasta en un 80%.

En 1989 eran recogidos los dos primeros Su-25T y se realizó trabajos sobre la modificación de los equipos de a bordo.
Al final del año se inició la producción de una nueva modificación para el remolque de blancos aéreos, el Su-25BM.

En abril de 1990 a la OKB de P.O.Sujoi fue remitido para pruebas el primer SU-25BM, con el plan de producción modificado de 1989 se produjo 50 Su-25BM y 5 Su-25T.
Desde 1991 la fábrica estuvo bajo la jurisdicción de la República de Georgia.

En 1996, en un período muy corto de tiempo los expertos de TAPA llevaron a cabo trabajos para el desarrollo de una nueva modificación de las aeronaves, una versión de entrenamiento de dos asientos llamada Su-25U, se transfirió solo un aeroplano a la F.A. de Georgia a fines de ese año.

Los Su-25 fueron entregados a diez regimientos de la Fuerza Aérea y la Marina, 11 ejemplares de Su-25T fueron transferidos a Rusia mas un avión de pruebas estáticas

Las pruebas de vuelo en la planta de aviones de Tbilisi de todas las modificaciones realizadas eran llevadas a cabo por los pilotos de pruebas de fábrica: A.E. Mazurin, V.I. Bazalyuk, I.N. Bessonov, T.F. Kovalev, A. Komarov, O.V. Zhukov , V.N. korostiev, V.L. Etrosyants y O.A. Tsatiashvili.

Desde el año 2000 TAPA fue renombrada Tbilaviamsheni , esta empresa posee en la actualidad todos los planos, las tecnologías y los equipos para la producción de los aparatos, esto permite a la compañía poder dedicarse a la modernización de las aeronaves.

Por ejemplo, por encargo del Ministerio de Defensa de Georgia en un tiempo muy corto fue desarrollada y fabricada una nueva modificación, el Su-25U. En 1991 la compañía produjo 12 ejemplares de Su-25T equipado con un nuevo sistema de navegación y puntería SUV-25B, que permite utilizar el misil anti-tanque "Vikhr" y el empleo de la aeronave en la noche.

Desde 1996, la planta opera en relación directa con los diferentes países para el suministro de piezas de repuesto.
La compañía actualmente está trabajando para modernizar la aviónica de los Su-25, lo que aumentara el nivel actual de capacidad de combate de la aeronave sin la adquisición de nuevos aviones. La compañía también tiene una gama completa de herramientas para la reparación rápida y el aumento de su vida útil.

PLANTA DE AERONAVES de Ulan-Ude

En 1981 termino la producción en serie del cazabombardero MiG-27M y quedo disponible la capacidad de producción de la fábrica de aviones de Ulan-Ude, se decidió aprovecharla para producir los Su-25UB.

En este caso la iniciativa para la cooperación conjunta provino de la misma fábrica de aviones. El Director de la fábrica, I.V. Konyshev presento una propuesta para que se produjera el avión Su-25. Se decidió entonces asignar al Su-25UB para la producción en Ulan Ude.

En 1981 a la planta aeronáutica de Ulan-Ude fue enviada la documentación técnica. Posteriormente, como gerente de la planta fue nombrado J.N. Kravtsov.
Lamentablemente la labor en el Su-25UB sufre un retraso temporal, por lo tanto, para 1983 las aeronaves no fueron producidas como se esperaba.

Para proporcionar asistencia y abordar las cuestiones técnicas de la fabricación de los Su-25UB, a la planta de Ulan-Ude se envío como representante de la OKB a A.M Nolyakov.

Ya en 1984, la planta de aviación de Ulan-Ude produjo cinco fuselajes de aviones en distintas etapas, dos de ellos fueron utilizados en 1985 para construir los prototipos T8UB-1 y T8UB-2 y tres fueron modificados para construir un ejemplar para prueba estática T8M-O y dos aeronaves prototipo T8M-2 y T8M-3.

A finales de 1985 la planta ha completado 20 aviones. Por otra parte, el Su-25UB fue lanzado en producción en serie cuando el avión todavía no terminaba las pruebas GSI y no era aceptada oficialmente para el servicio.
En 1985 los dos aviones prototipo pasaron las pruebas del estado.

Desde 1986 hasta 1992 en la fábrica de aviones se cumplió la producción prevista, en total fueron producidos unos 200 Su-25UB.

De 1986 a 1989 en Ulan-Ude se construyó la versión comercial del avión Su-25UBK, que fue entregada a Checoslovaquia, Bulgaria, Corea del Norte, Irak y Angola.

En la actualidad, estos aviones son ampliamente utilizados en las Fuerzas Armadas de Rusia, países de la CEI y algunos países extranjeros.

Desde 1989, en la planta de la aviación de Ulan-Ude se construyó una pequeña serie de aviones de entrenamiento embarcado Su-25UTG que se suministro a la división de armamento mixto de la flota naval de Rusia.

Estos aviones se utilizan para la formación de los pilotos navales de los aviones de combates Su-33 basados en el crucero "Almirante Kuznetsov". Se produjeron unos 20 Su-25UTG.

En 1992, en paralelo con la producción constante de versiones de doble comando del Su-25, en Ulan-Ude comenzó a desarrollarse la asimilación del Su-25TM. La aeronave recibió un nuevo sistema de navegación, equipos de defensa modernos, municiones guiadas de gran alcance para objetivos en tierra. La eficacia en combate de los aviones de ataque actualizado ha aumentado en varias veces.

El primer Su-25TM fue construido en Ulan-Ude en 1995. Desde 1998 como Director de la planta aeronáutica de Ulan-Ude se nombro a L.A.Belyh y todos los trabajos en nuevas modificaciones de las aeronaves SU-25 se llevaron a cabo bajo su dirección.

Una gran contribución a la prueba y el ajuste de los Su-25UB, Su-25UTG y Su-25TM la realizaron los pilotos de prueba de la planta de Ulan-Ude: G.A. Sosnin, P. Ustenko y los representantes de la VVS I.M. Ignatuschenko, NL. Shestakov, G.A. Dela y R.N. Bazarov.
Por ejemplo, en el T8UB-1 realizo el primer vuelo los pilotos de prueba: de Sujoi A.A. Ivanov y de la planta de Ulan-Ude G.A. Sosnin.
Además, una gran contribución a la creación de todas las variantes fabricadas en la planta fue realizada por el personal de la planta de Ulan-Ude

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« Respuesta #27 : 22 Junio 2011, 03:14:50 »

CAPÍTULO 3 DESCRIPCIÓN TÉCNICA


Configuración aerodinámica

Por su configuración aerodinámica el Su-25 cumple con un esquema aerodinámico convencional. Cuando la configuración aerodinámica era discutida se consideraron esquemas alternativos, cada uno de los cuales debía garantizar el cumplimiento de los requisitos tácticos y técnicos, algunos de los cuales, son difícilmente compatible.

Algunas demandas en conflicto son las siguientes:

- Una amplia gama de velocidades de vuelo, incluyendo una velocidad máxima de V = 1000 km / h a baja altura;
- Soportar valores altos de aceleraciones en maniobras a baja velocidad, en particular, aceleracion = 5,0 g a una velocidad de 500-550 km / h a baja altura;
- Operatividad en aeródromos de tierra con una resistencia del terreno igual a 6,7 kg / cm2 y ejecutar el despegue en no más de 600 m.

Con el fin de optimizar los parámetros del diseño aerodinámico de los aviones, en túneles de viento del TsAGI se llevo a cabo una extensa investigación. Esto fue precedido por una intensa fase de búsqueda y de numerosos cálculos.
Las principales áreas de investigación estaban relacionadas con las diversas opciones de superficies de sustentación en términos de sus perfiles, la mecanización de las alas, superficies de control y sus perfiles, los aerofrenos, los tipos de carga de combate y los dispositivos de suspensión, etc. La mayor parte de la investigación estaba relacionada con la optimización de los parámetros de las alas y el cálculo de las características aerodinámicas generales y las opciones de configuración.

Esto implica una gran variación de la envergadura (2,5 - 6,5), estrechamiento ( 2,5 - 4,0), ángulo de barrido del borde de ataque ( 15º-60º), delimitación de los perfiles de las secciones del ala, el espesor relativo, la curvatura , la torsión, etc.
La investigación en curso se ha centrado en la obtención de las siguientes características:
- Alta eficiencia aerodinámica para la obtención de un determinado rango con combustible mínimo (teniendo en cuenta las características de la planta motriz);
- La resistencia aerodinámica para alcanzar la velocidad máxima (en combinación con la planta motriz prevista);
- Los valores necesarios para un desarrollo favorable de la separación del flujo a altos ángulos de ataque, impedir la entrada en perdida a los ángulos de ataque supercríticos para obtener buenas características de aterrizaje (en conjunción con la mecanización de las alas)
Se realizaron cálculos de 144 variantes usando computadoras de las cuales se selecciono las 4 opciones más adecuadas.
En una fase temprana del desarrollo de los aviones de ataque, se propuso una superficie alar de 19 m2, se seleccionaron los principales parámetros con una envergadura de 5 m , un estrechamiento de 2,77, un barrido de la parte frontal de 20º50” y un espesor relativo del perfil de 0,11 a lo largo de su longitud.

Los parámetros aprobados se mantuvo prácticamente sin cambios asta antes del primer vuelo de los prototipos T8-1 y T8-2 (en los que se aumento hasta 28 m2 la superficie alar).
Los principales parámetros del ala del primer ejemplar de vuelo eran: envergadura 4,97 m; estrechamiento 2,64; ángulo de barrido frontal = 19º54" y espesor relativo del 0.105.


Los estudios de la imagen física del flujo alrededor del ala, el método de los hilos de seda sobre modelos y las pruebas de vuelo proporcionaron una imagen más precisa del flujo y permitió hacer los ajustes apropiados.
El área del ala fue seleccionada para permitir el vuelo cerca de tierra a la velocidad máxima en un ambiente turbulento. Una cantidad considerable de trabajos de investigación se llevó a cabo en la elección de la forma de la mecanización de las alas. Las limitadas longitudes de carrera y la necedad de volar con una carga específica relativamente alta en el ala dictaban los requerimientos que debieron soportar la mecanización.

En síntesis fue seleccionada la opción que incluía alerón enterizo y flap ranurado en toda la longitud de cuerda constante.

Para determinadas características de maniobrabilidad a bajas velocidades de vuelo, también se utiliza la mecanización ya que en ciertas configuraciones de vuelo las alas no cumplen con los requisitos.

Un tiempo elevado llevo buscar la ubicación y las características geométricas de los aerofreno del avión. Además de un buen rendimiento, desplegados no deben conducir a un desequilibrio y una reducción notable de las propiedades de carga de la aeronave.

Se estudiaron 8 variantes para la ubicación del aerofreno. La más exitosa en términos de cumplimiento de los requisitos anteriores fue la que ubico los aerofreno en los extremos de las góndolas situadas en los extremos del ala.

Su área total es de 1,2 m2 y esta compuesto por dos paneles simétricos que se despliegan arriba y abajo de la cola de la góndola y puede ser utilizado como una herramienta táctica en toda la gama de velocidades de vuelo, incluido el despegue y el aterrizaje.
Se mejoro este sistema mediante la introducción de paneles adicionales con una superficie de 0,6 m2 unidos a los anteriores con el sistema llamado "doble cocodrilo” que ha aumentado significativamente la eficacia de los aerofreno y dio la posibilidad del vuelo en picada con una velocidad controlable de menos de 700 kmh.

El estabilizador horizontal está en la huella del ala (ligeramente por encima del plano de la cuerda del ala), trabajaba con un ángulo negativo.

Esto condujo a la interrupción del flujo en la superficie inferior de la cola y la aparición de una dependencia no lineal ("cucharas") del momento longitudinal de la aeronave.
La introducción a causa de los resultados de las pruebas de vuelo de un ángulo transversal positivo (Dietro) con un perfil simétrico elimino este fenómeno (anteriormente era negativo el ángulo del estabilizador).

Se estudia ampliamente la variedad de cargas de combate y la geometría de los dispositivos de suspensión utilizando los resultados de la investigación en túneles de viento y las pruebas de vuelo.

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Se presta mucha atención a simular la geometría de la tomas de aire, las toberas de salida, las góndolas de motor y se incluyo experimentos con la simulación del chorro de gas de los motores así como la influencia de los chorros de gases de escape en el estabilizador horizontal.

En las pruebas de los modelos se encontró altas tasas de recuperación de presión en la entrada de aire y pequeñas pérdidas de empuje en las toberas.

Una enorme cantidad de trabajo teórico y de investigación se llevó a cabo en el desarrollo de la geometría de las superficies de control en el avión originalmente sin asistencia.

En el curso de este trabajo fueron revisadas muchas opciones para desarrollar formas de compensación y de control acorde a la superficie de la aeronave, incluyendo la cinemática y más tarde los Servo-compensadores, lo que permitió alcanzar un nivel de esfuerzo en los tres canales de control aceptable y características favorables de vibración.
Primero los modelos eran “soplados” en túneles de viento y luego en las pruebas de vuelo se llevaron a cabo investigaciones utilizando el método de los hilos de seda.

Se busco un alto nivel de rendimiento aerodinámico y de carga para garantizar la oportunidad de regresar al avión al aeropuerto aunque sufra importantes daños en combate sobre sus superficies.

Diseño del fuselaje


El fuselaje se realiza bajo el esquema de semi monocasco. El diseño del fuselaje realizado con un esqueleto formado por largueros longitudinales además de vigas y largueros transversales con marcos normales y reforzados.

La parte delantera del fuselaje se puede dividir en los siguientes compartimentos:

- compartimiento delantero: ubicado delante de la cabina, forma un compartimento estanco para el equipo electrónico. Es de construcción remachada y de una sola pieza. Para garantizar el acceso a los equipos electrónicos se encuentra en el lado del compartimiento una escotilla de acceso rápido. Además la punta se inclina y se fija en la posición de cierre con la ayuda de pernos de guía y seguros;

- La cabina esta hecha de placas de titanio soldadas entre sí. En la parte delantera y trasera de la cabina tiene aberturas para las conexiones con el resto del aparato. En el suelo hay una viga transversal que recibe la carga del nodo sobre el que se monta el tren de aterrizaje delantero. En la parte trasera se instala los soportes de la estructura delantera y las guías del asiento eyectable. La cabina tiene los paneles de instrumentos y controles de la aeronave y los motores, el asiento eyectable. En el lado izquierdo de la cabina se instalo una escalera plegable. Para evitar el ingreso de polvo a la cabina y aumentar la resistencia a la humedad se presuriza la cabina con una sobre presión de 0,03-0,05 atmósferas. El blindaje de placas de titanio tiene un espesor de alrededor de 24 mm.


Las pérdidas del exceso de presión en la cabina se reducen al mínimo gracias a juntas selladas.

- La carlinga consta de un parabrisa fijo y la cubierta abisagrada. La parte abisagrada está fuertemente conectada al fuselaje por medio de seguros. Le apertura y cierre de la cabina se realiza a mano. La parte móvil de la cubierta se rebate a la derecha.

La parte delantera de la carlinga consiste de un marco y un parabrisa más dos cristales laterales curvos. El parabrisas esta constituido por varias capas de sílice endurecido y una capa de vidrio de base orgánica.

El parabrisa tiene calefacción eléctrica. El parabrisa frontal tiene un espesor de 65 mm y puede resistir la penetración de balas perforantes de calibre 12,7 mm. En el diseño de la carlinga también se incluye marcos de acero con un espesor de 6 mm.

La cabina proporciona una visión al piloto hacia adelante y abajo con un ángulo de 19 grados y a los lados y abajo en un ángulo de 40 grados. La visión del piloto hacia el hemisferio trasero es limitada
Para mejorar la visión se instalo un periscopio en la parte móvil de carlinga y dos espejos laterales;

- En un compartimiento no hermético situado entre el 4º y el 7º marcos, se instala el cañón integrado de 30 mm, el compartimento de munición, el sistema de alimentación del arma, el sistema de descarte de los cartuchos gastados y el cabrestante integrado para subir y bajar el cajón del arma. El cañón esta montado sobre una viga de fuerza fijada al suelo de la cabina.

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« Respuesta #28 : 25 Junio 2011, 16:34:43 »

- La cavidad del tren de aterrizaje delantero se encuentra en parte en el compartimiento delantero y en parte en el compartimiento medio. El compartimiento tiene dos compuertas inferiores para su cierre. Para proteger del barro a los equipos electrónicos situados en el compartimiento medio, el compartimiento de la rueda tiene instalado un panel removible para facilitar el acceso a los equipos;

- El Compartimiento situado entre la cabina (cuaderna 7) y el depósito de combustible delantero (cuaderna 11 "b") es un compartimento con equipos electrónicos

Con el fin de un rápido acceso a los equipos en la parte superior, los laterales de la parte delantera del fuselaje tienen escotillas de acceso rápido. En el lado izquierdo del avión hay un compartimento en donde está empotrada una escalera plegable que se utiliza para acceder a la cabina del piloto y el acceso a la parte central del fuselaje y las alas sin el uso de recursos de tierra.

La parte central del fuselaje se divide en los siguientes compartimentos:

- El depósito de combustible frontal, montado a partir de paneles remachados (excepto la parte inferior que esta fresada), se encuentra entre la cuaderna 11"b" y 18. Para acceder al interior del tanque en la superficie lateral existe una escotilla. En la parte superior del depósito de combustible hay una superestructura, sobre su superficie superior están situadas las bombas de combustible



*************
Parte intraducible (falló escaneo). Disculpe la interrupción pero pasaré a la pag 84 directamente. Se perdió la construcción de las alas y la superficie de control horizontal
*************

Construcción de la superficie de control vertical

Consiste de estabilizador vertical, timón de dirección y amortiguador de guiñada.
El estabilizador vertical consiste de la parte central fija, un refuerzo frontal y un panel dieléctrico. La parte central fija consiste de tres largueros, la pared delantera y los laterales. El estabilizador vertical se mantiene unido al fuselaje por tres cuadernas de gran resistencia. El panel frontal desmontable se mantiene fuertemente adherido por bulones a la pared delantera de la parte de fija del estabilizador.

En la parte superior del estabilizador, Debajo del panel dieléctrico esta la luz de cola de aeronavegación. En el estabilizador vertical están instalados los bloques del sistema "Tester-3u" de registro de los parámetros de vuelo.

En la base está la entrada de aire del sistema del refrigeración de los generadores eléctricos.

El timón de dirección tiene compensación aerodinámica y de carga, esta unida al estabilizador en tres puntos. Sobre el timón de la dirección está situado el compensador de guiñada. El timón consta de pared frontal, larguero, costilla y revestimiento.
El amortiguador de guiñada tiene equilibrio aerodinámico y esta construido en forma similar al timón de dirección.

Construcción de las tomas de aire

En Su-25 esta equipado con entradas de aire no reguladas con una forma ovalada oblicua. Para reducir las pérdidas de presión sobre el compresor de aire del motor los
bordes de las entradas son redondeados.
Entre los lados del fuselaje y las entradas de aire hay cuñas subsónicas con un ancho de 60 mm para separar la capa de aire sobre la superficie del fuselaje.

Para mejorar la labor de de ingesta a altos ángulos de ataque, el plano de la toma de aire esta sesgado. La toma de aire es de construcción remachada y tiene una apertura longitudinal para ampliar la rigidez de la construcción de la entrada del canal de aire. El revestimiento interior de la toma de aire tiene anillos de refuerzo para soportar la carga y la depresión en el canal de aire.

En la parte superior de cada canal de admisión de aire se encuentran situado compartimentos con equipos de la aeronave cuyo acceso se proporciona a través de escotillas extraíbles. En la superficie superior de la tobera derecha se instala la toma de aire para el sistema de aire acondicionado.

El mecanismo del tren de aterrizaje

El tren de aterrizaje presenta un esquema triciclo convencional. Los trenes de aterrizaje principal se localizan en la parte media del fuselaje y se pliegan en el nicho del fuselaje con un movimiento hacia adelante y en el plano de simetría de la aeronave.

El tren delantero se pliega con un movimiento de retroceso en vuelo y se retractó en su nicho. El tren de aterrizaje de la nariz se mueve sobre el eje de simetría de la aeronave, debido a su co-localización con el cañón integrado en el compartimiento de armas.

Los receptáculos están cerrados por compuertas tanto en los principales como el delantero. Las hojas tienen un sistema de tracción cinemática tanto en tierra como en vuelo. En el tren de aterrizaje principal está instalado un sistema de freno del tipo CT-163D con neumáticos de 840x360 mm de ancho. El tren de aterrizaje delantero no posee frenado y tiene una rueda KN-21 (K2106D) con un neumático de 660x200 milímetros. Los neumáticos se han calculado para ejercer una presión sobre el terreno de 6 a 7 kg/cm2 ».

La suspensión de la rueda delantera y la palanca de los pilares principales proporcionan la transferencia de las fuerzas verticales y longitudinales sobre la amortiguación que es neumo-hidráulica.

Para mejorar la maniobrabilidad de la aeronave durante la conducción en tierra, el tren delantero posee un sistema de dirección controlado desde la cabina. El manejo es realizado por la desviación del pedal conectado mecánicamente con válvulas hidráulicas de carrete-actuador que gira la rueda. El despliegue y la retracción del tren son llevados a cabo por un sistema hidráulico.

Para proteger la toma de aire de entrada de cuerpos extraños durante el despegue, aterrizaje y rodadura de la aeronave en la pista, el tren de aterrizaje delantero tiene instalado un guardabarros.

Además de los frenos de las ruedas principales del tren de aterrizaje, se emplean otros medios de frenado, diseñados para reducir la longitud de la trayectoria de la aeronave durante el aterrizaje y despegue, como por ejemplo la unidad de paracaídas (PTC).
El contenedor del paracaídas de frenado esta instalado al final del fuselaje donde se encuentra un mecanismo de resorte y los paracaídas, Los paracaídas de frenado del tipo TAP-25, son de nylon con una forma de cruz con cúpula, tienen una superficie de 25 m2.
El PTK-25 proporciona:
- Una longitud de carrera de aterrizaje de 630 m con un peso de 8800 kg, con una reducción de la velocidad a 200 km/h en el momento de la toma de contacto de las ruedas principales:
- La capacidad de trabajo del sistema de paracaídas con velocidades del avión de entre 180 y hasta 230 km/h;

- Las máximas tensiones resultantes de la ocupación de los paracaídas (2x25 m2) son de no más de 3780 kg a una velocidad de aterrizaje de 200 km/h y no más de 5030 kg a 230 km/h;

El sistema de paracaídas de frenados se compone de dos paracaídas pilotos de 0,05 m2 y los dos paracaídas principales con un área de 25 m2 cada uno.

Durante la operación de la aeronave fue introducido el paracaídas de frenado PTK-25C con materiales más ligeros y más fuertes.
La instalación del contenedor de los paracaídas esta fuertemente adherido a las cuadernas de la cola y presenta una forma cónica formada por las paredes exteriores. El revestimiento interior forma un cilindro, en donde está instalado el PTU. La puerta de los contenedores PTU es un segmento esférico que antes de la liberación de los paracaídas se desvía hacia arriba.

Sistema de control de aeronaves


Para el control de la aeronave en la cabina hay instalado una palanca de mando que controla los elevadores y los timones de profundidad además de pedales para el control del timón de dirección.
Los timones de profundidad y dirección se vinculan a la palanca y los pedales respectivamente por vínculos rígidos que consisten de varillas y balancines que incluyen resortes de equilibrio. Los elevadores disponen de un sistema duplicado. Los alerones son deflectados por actuadores hidráulicos cuyas válvulas están ligadas mecánicamente al bastan de mando. Los actuadores están conectados por circuitos irreversibles, por lo tanto, para simular las cargas aerodinámicas sobre el bastón de mando, en el canal transversal se ha instalado un mecanismo de muelle cargador que proporciona sobre el bastón un esfuerzo proporcional al ángulo de deflexión del alerón.
Para reducir el esfuerzo sobre el bastón y los pedales durante el vuelo, las superficies de control tienen asistencia eléctrica, el sistema SBU-8 es un regulador de un solo canal que consiste en un amortiguador de guiñada. El elemento sensible del sistema es un sensor de velocidad angular, cuya señal, después de la conversión y amplificación alimenta el equipo RM-130 para mover el amortiguador de guiñada..


MECANIZACIÓN DEL ALA

Las cinco secciones de los slats de cada ala tienen un vinculo rígido al cableado de control(de tracción y balanceo) y disponen de una unidad hidráulica con un cilindro de tres posiciones:
De vuelo (retraído)
Maniobrable (parcialmente desplegado 6º)
Despegue/Aterrizaje (totalmente desplegado 12º)

Los Flaps
Cada sección de los flaps tiene un cilindro hidráulico que lo coloca en su posición correspondiente:
Vuelo (retraído)
Maniobra (desplegado 10º)
Despegue /aterrizaje (desplegado 40º sección interior y 35º sección exterior)

Para equilibrar el avión, es estabilizador horizontal tiene tres valores de ajuste:
Normal: 1º40’
Maniobrable 3º17’
Despegue/aterrizaje 7º56’
Esto se realiza por medio de un pistón hidráulico de tres posiciones.
Para el control de estas superficies hay un interruptor mecánico sobre el tablero izquierdo del panel de instrumentos.

continuara.......
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mandeb48
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« Respuesta #29 : 25 Junio 2011, 16:42:22 »

Planta motriz

El avión tiene dos turborreactores sin post combustión R-95SH con toberas fijas y una caja de accesorios localizada inferiormente con un sistema de arranque eléctrico independiente.
Los motores están situados longitudinalmente en góndolas independientes a ambos lados del fuselaje.
El aire para los motores proviene de dos canales de aire cilíndrico con tomas de aire subsónico ovalada no reguladas.

La parte delantera del motor se ajusta al canal de aire a través de un sello de goma situado en la góndola. El eje de la toma y el eje del motor tienen una diferencia hacia abajo de 2º. Entre la superficie exterior de la tobera y la superficie interna de la góndola motriz hay una abertura anular para la salida de aire drenado a través del motor.
Los motores están montados sobre los marcos principales de la barquilla motriz en dos puntos.

El punto de sujeción delantero consta de tres elementos: dos barras de longitud ajustable y un pasador pivotante superior. Los primeros elementos reciben las cargas verticales y el pasador el empuje del motor y las cargas laterales.

El punto de sujeción trasero consta de tres componentes: dos ajustable a lo largo de la longitud lateral que reciben la carga vertical y el empuje, y la barra horizontal superior que recibe la carga lateral.

Cada motor esta compuesto de los siguientes componentes: un compresor axial de ocho etapas, una cámara de combustión anular con diez puntos de ignición, una turbina de gases axial de dos etapas con las aspas de turbina refrigeradas.
La tobera de salida es fija.

El motor también incorpora las siguientes unidades: un generador-arranque, alternador, bomba hidráulica, bomba de combustible regulada.
Cada motor está equipado con sistemas de: combustible, aceite, purga de aire y arranque.
Los sistemas que garantiza el funcionamiento de la planta motriz incluyen: el sistema de combustible, el sistema de drenaje y venteo, el sistema de control, sistema de arranque, sistema de refrigeración, sistema de seguridad y contra incendios.

Para el funcionamiento normal de los motores y sus sistemas, el sistema de drenaje elimina los restos de combustible, aceite y mezcla del avión después de la detención del motor o en caso de un intento de arranque sin éxito.

El sistema de control del motor está diseñado para cambiar el régimen de trabajo de los motores y proporciona un control independiente de cada motor. El sistema consiste en un panel de control en el lado izquierdo de la cabina, el cableado sobre rodillos de apoyo, los tensores, reguladores de tensión y el bloque regulador delante del motor.

El sistema de lubricación del motor es del tipo cerrado, autónomo y esta diseñado para mantener una temperatura normal de las piezas en fricción, la reducción del desgaste y la reducción de las pérdidas por fricción.

El sistema de arranque asegura un arranque del motor autónomo y una frecuencia constante de rotación.

El arranque del motor en tierra se puede realizar con la batería de a bordo o con una fuente de energía del aeródromo.

La refrigeración del motor y del fuselaje es proporcionada por la corriente de aire incidente que proviene a través de las tomas de aire de refrigeración.
La toma de aire de enfriamiento del compartimiento del motor se encuentra en la superficie superior de la góndola motriz. El flujo entrante bajo la influencia de la presión de aire causada por la velocidad del aparato se extiende por el compartimento del motor para enfriar los motores, sus elementos y estructuras. El aire de refrigeración sale a través de la abertura anular formado entre la góndola y la tobera del motor.

La refrigeración de los generadores eléctricos instalados tras los motores también es realizada por un flujo de aire causado por la velocidad. La toma de aire de refrigeración de los generadores esta instalada en la superficie superior del fuselaje debajo de la raíz del estabilizador vertical.
Esta entrada de aire se divide en conductos hacia la izquierda y derecha. Después de refrigerar los generadores el aire entra en el compartimiento del motor donde se mezcla con el aire de refrigeración principal.

El sistema de lucha contra incendios está diseñado para la detección, alarma y extinción de un incendio en los compartimentos del motor.

El avión está equipado con dos sistemas de lucha contra incendios y equipos extintores de incendios.

Los equipos de protección contra incendios incluye: medios para evitar incendios, para señalización de un incendio y los agentes de extinción de incendios

Los medios de prevención de incendios son medidas constructivas diseñadas para limitar la propagación del fuego, la organización de la refrigeración de los compartimentos con material inflamable, la separación de los compartimientos y el diseño del fuselaje.

El avión posee dos sistemas de alerta de fuego, uno para cada compartimento del motor. El sistema de alarma contra incendios se compone de una unidad actuadora que se conecta con dos grupos de sensores.

Los medios de extinción incluyen dos extintores de incendios y conductos de distribución. Los extintores están ubicados en la sección de los motores, Los conductos de distribución son tuberías que parten de los extintores de incendios y que están instalados en los marcos redondos la góndola motriz

SISTEMA DE COMBUSTIBLE

Sistema de combustible, está diseñado para alimentar con combustible el motor en el proceso de arranque y en todos los modos de funcionamiento. El sistema de combustible se compone de: bombas de combustible DTSN-DT-44s, bombas de chorro CH-6, bombas centrífugas de refuerzo ESP-91, regulador NR-54, tanques, caudalímetro, válvulas de desagüe, filtros y sensores de presión y composición.

El combustible se sitúa en los tanques de combustible interconectados con una sobre presión de 1 kg/cm2 (creado por aire tomado de la octava etapa del compresor).

El sistema de combustible garantiza el suministro de combustible desde los tanques a los motores en una secuencia dada en todos los modos de operación de la aeronave y para cualquier condición de vuelo.

Este sistema incluye: los tanques, equipos y líneas de combustible para el reabastecimiento de combustible en tierra. Los equipos y tuberías para garantizar el suministro de combustible de los tanques a los motores, el sistema de suministro forzado para permitir el funcionamiento del motor bajo la acción de aceleraciones negativas; Los instrumentos y dispositivos para el control del funcionamiento del sistema de combustible en tierra y en vuelo, equipos y tuberías de drenaje.

El combustible se sitúa en dos tanques en el compartimento del fuselaje,: el tanque N1 (frontal), con una capacidad de 1.128 litros y el tanque N2 , considerados como un solo tanque en la sección central con una capacidad total de 1.250 litros y los tanques laterales (uno en cada ala)con una capacidad total de 1274 l.
En total el Su-25 tiene cuatro tanques de combustible con una capacidad operativa total de 3.660 litros.

El combustible proveniente desde los tanques externos de combustible se transfiere al tanque N1 con un sistema de sobre presión de aire de 0,65kg/cm2 ».

Los tanques del fuselaje y las alas están en compartimientos sellados por los elementos estructurales del fuselaje y las alas.

Los lados de los tanques del fuselaje Nº1 y Nº2, están separado del conducto de admisión de aire a igual que la parte inferior del tanque en la sección central por una capa de goma que reduce la pérdida de combustible en caso de daño de los tanques de combustible. La doble capa de goma tiene un espesor de hasta 20 mm.

Para garantizar la in explosividad de los tanques de combustible del fuselaje y la sección central del ala, su volumen interior esta lleno de un relleno poroso(espuma de poliuretano).
Para garantizar la protección contra el fuego de los compartimientos adyacentes a los tanques de combustible del fuselaje, el espacio alrededor de los ductos de aire y entre los ductos de aire y los depósitos también están llenos de espuma de poliuretano.


El acceso a los tanques con revestimientos de poliuretano se realiza a través de las escotillas de acceso.
Los revestimientos exteriores de los tanques de combustible de poliuretano están integrado a los depósitos y unidos a los marcos de la estructura.

El sistema de venteo y sobrepresión asegura en los tanques del fuselaje y las alas una presión superior en todas las condiciones de vuelo. Con este fin, todos los tanques están conectados a las tuberías de venteo que suministra aire del sistema de presurización.

Para repostar los depósitos de combustible hay dos maneras: Con el punto centralizado de llenado o abriendo punto de llenado en cada tanque.
En el método centralizado el llenado de tanques se realiza a través de un tapón de combustible en el tanque Nº1.

La secuencia de consumo de combustible de los tanques es debido a la necesidad de mantener el centro de gravedad de la aeronave dentro de los límites prescritos en todos los regímenes de vuelo.

Dado que desde el tanque Nº 2 el combustible es consumido, se diseñó para que sea el ultimo en mantenerse lleno en todos los modos de funcionamiento mediante el bombeo del combustible desde los tanques del fuselaje y las alas.

El combustible al motor se presenta en tres formas: bombeado desde el depósito Nº2 en todas las condiciones de vuelo en ausencia de aceleraciones negativas, por desplazamiento desde el tanque de servicio bajo la acción de aceleración negativa y por gravedad a través de las válvulas de retención en caso de fallo de la bomba.

Las bombas de combustible instaladas en cada motor se alimentan desde el tanque de servicio.
La capacidad del tanque asegura el funcionamiento de los motores durante aceleraciones negativas de 15 segundos. Durante la operación normal el tanque de servicio esta completamente lleno.

Para aumentar el rango de vuelo en las alas pueden ser suspendidos de dos o cuatro tanques de combustible externos PTB-800 con una capacidad de 800 l o PTB-1150 con una capacidad de 1.150 litros (dos en combate y cuatro durante traslados).

El consumo de combustible de los tanques externos de combustible se realiza por medio de una sobre presión. El consumo desde los tanques de combustible externos se produce en el primer lugar.

Estructuralmente el tanque externo de combustible se realiza en forma de un armazón cilíndrico con estructuras reforzadas. Para mejorar el transporte y las condiciones de almacenamiento los depósitos desmontables consta de tres partes: La nariz, el cuerpo y la cola conectados por pernos de unión. La estanqueidad se garantiza mediante la instalación de anillos sellantes. La parte central de un tanque de combustible tiene los puntos de suspensión a los bastidores y los conductos de combustible.

En la cola del tanque externo de combustible está instalado el estabilizador compuesto por dos aletas horizontales.

El motor puede funcionar con cinco variedades de queroseno de aviación (PL-4, PL-6, T-1, son-1 y TR) y por cortos períodos, con diesel (6 horas N.T.)(Alarma por falta de combustible se acciona al quedar 300l N.T.)

continuara....
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