Лесная поляна

Передняя стойка, имеющая угол наклона относительно вертикали 7╟, выполнена управляемой, что позволяет самолету совершать маневры во время руления с очень малым радиусом разворота. Узел подвески стойки находится на шпангоуте ╧ 16, узел крепления гидроцилиндра выпуска-уборки стойки - на шпангоуте ╧ 18. Колесо передней опоры снабжено грязезащитным щитком, препятствующим попаданию посторонних предметов с поверхности аэродрома в воздухозаборники. Все опоры шасси убираются вперед по полету: основные - в ниши центроплана, передняя - в подкабинный отсек фюзеляжа. Ниши шасси закрываются створками, имеющими гидравлический привод: ниша передней опоры (шпангоуты ╧ 9-16) - одной створкой, подвешенной к фюзеляжу справа от оси самолета; ниши колеса (шпангоуты ╧ 25-28) и стойки (шпангоуты ╧ 28-33) каждой основной опоры - двумя отдельными створками, подвешенными к центроплану. Амортизация шасси - пневмогидравлическая. База шасси 5.8 м, колея - 4.34 м, стояночный угол самолета - 0╟1б'.

На самолетах Су-35, Су-37 и Су-30МК на передней стойке установлено два нетормозных колеса размерами 620x180 мм. На самолетах Су-27К и Су-27КУБ передняя стойка выполнена телескопической и оснащена спаркой колес размерами 620x180 мм. На самолете Су-34 на основных стойках телескопического типа устанавливаются двухколесные тележки с размещением колес КТ-206 размером 950x400 мм по схеме "тандем". На управляемой передней опоре полурычажного типа установлено два колеса КН-27 размерами 680x260 мм. Колеса передней опоры снабжены грязезащитным щитком, препятствующим попаданию посторонних предметов с поверхности аэродрома в воздухозаборники. Основные опоры шасси убираются вперед по полету в ниши центроплана с разворотом тележек, передняя - назад, в закабинный отсек оборудования. Ниши шасси закрываются створками, имеющими гидравлический привод, при этом ниша передней опоры оснащена двумя парами створок с каждой стороны. База шасси 6.63 м, колея - 4.4 м.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА И ОБЩЕСАМОЛЕТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Силовая установка самолета состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-31Ф, воздухозаборников с регулируемыми панелями, створками подпитки, воздушными каналами и системой управления АРВ-40А (рассмотрены в разделе "Фюзеляж"), системы охлаждения двигателей, системы дренажа и суфлирования двигателей, выносных коробок агрегатов с газотурбинными стартерами - энергоузлами ГТДЭ-117-1, топливной системы, системы защиты двигателей от попадания посторонних предметов (рассмотрена с разделе "Фюзеляж"), системы пожаротушения и системы контроля двигателей. В состав общесамолетного оборудования входят:
гидросистема;
пневмосистема;
система электроснабжения;
система управления самолетом, включающая систему дистанционного управления в продольном канале (СДУ);
система автоматического управления (САУ);
светотехническое оборудование;
система питания анероидно-мембранных приборов;
кислородное оборудование;
системы кондиционирования, охлаждения и наддува;
средства аварийного покидания самолета;
приборное оборудование кабины экипажа.

ДВИГАТЕЛЬ АЛ-31Ф имеет модульную конструкцию и состоит из 4-ступенчатого компрессора низкого давления с регулируемым входным направляющим аппаратом, промежуточного корпуса с центральной коробкой приводов, 9-ступенчатого компрессора высокого давления с изменяемым углом установки лопаток направляющих аппаратов первых трех ступеней, наружного контура, кольцевой камеры сгорания, воздухо-воздушного теплообменника в системе охлаждения турбины, одноступенчатой охлаждаемой турбины высокого давления, одноступенчатой охлаждаемой турбины низкого давления, форсажной камеры, сверхзвукового реактивного сопла, редуктора и агрегатов на верхней части двигателя. Двигатель развивает стендовую тягу 12500 кгс на режиме "полный форсаж" и 7770 кгс - на режиме "максимал". Удельный расход топлива на максимальном режиме работы 0.75 кг/(кгс"ч), на форсаже - 1.92 кг/(кгс"ч), минимальный крейсерский удельный расход топлива составляет 0.67 кг/(кгс"ч). Высоконапорный двухкаскадный компрессор обеспечивает 23-кратное сжатие поступающего воздуха при расходе его ПО кг/с и степени двухконтурности около 0.59- Температура газов перед турбиной достигает 1665 К. Сухая масса двигателя 1530 кг, удельный вес 0.122; габаритная длина -4950 мм, максимальный диаметр -1180 мм, диаметр входа - 905 мм. Ресурс двигателя до первого ремонта составляет 1000 ч, назначенный ресурс - 1500 ч.

Реактивное сопло двигателя - сужающееся-расширяющееся. Оно включает венец профилированных створок, подвешенных на шарнирах к заднему концу форсажной трубы и управляемых с помощью гидроцилиндров. К задней части этих створок шарнирно присоединяются сверхзвуковые створки, образующие расширяющуюся часть сопла. Наружный контур сопла образован внешними створками, передние концы которых представляют собой гибкие элементы, входящие в мотогондолу и всегда прижатые к внутренней поверхности ее обшивки силами упругости. При помощи гибких элементов на всех режимах работы двигателя обеспечивается плавное сопряжение наружного контура внешних створок с контуром мотогондолы Задние концы профилированных и внешних створок соединены между собой подвижными шарнирами, между этими створками вблизи их задних концов имеется кольцевой зазор, через который вытекает воздух, продуваемый через двигательный отсек. Для обеспечения прохождения вектора тяги двигателя вблизи центра тяжести самолета ось реактивного сопла в вертикальной плоскости наклонена относительно оси двигателя на 5╟.

Система управления двигателем - гидроэлектронная с аналоговым электронным регулятором-ограничителем КРД-99, гидромеханическим насосом-регулятором НР-31 и регулятором сопла и форсажа РСФ-31. Задание режима работы силовой установки осуществляется рычагами управления двигателями (РУД), расположенными на левом пульте кабины летчика и связанными с рычагами насосов-регуляторов двига-телей системой тяг и качалок. Запуск двух двигателей может производиться как последовательно, так и одновременно. Раскрутка роторов двигателей при их запуске на земле обеспечивается газотурбинными стартерами-энергоузлами ГТДЭ-117-1, запуск которых, в свою очередь, осуществляется электростартером, напряжение к которому подводится либо от аэродромных источников питания, либо от авюномных бортовых источников тока - аккумуляторных батарей. Запуск двигателей в воздухе происходит при вращении их роторов под действием набегающего потока воздуха на режиме авторотации, при этом надежный запуск возможен практически во всем диапазоне скоростей полета самолета.

На самолете Су-37 установлена опытная модификация двигателей АЛ-31Ф с управлением вектором тяги, которое осуществляется посредством отклонения сопел двигателей в пределах ╠15╟ в вертикальной плоскости (как синхронно, так и дифференциально). Рабочим телом системы управления поворотом сопел является гидромасло из гидросистемы самолета. Контур управления вектором тяги включен в систему дистанционного управления самолетом. На самолете Су-ЗОМК применяются двигатели АЛ-31ФП, управление вектором тяги которых производится посредством отклонения сопел в пределах +15╟ в плоскостях, расположенных по углом 32╟ к продольной плоскости симметрии двигателя Изменение положения оси поворота сопел позволяет получить как вертикальную, так и боковую составляющую вектора тяги. Рабочим телом системы управления поворотом сопел двигателей АЛ-31ФП является авиационный керосин, и она замкнута на систему топливной автоматики двигателя. Контур управления вектором тяги двигателей АЛ-31ФП также включен в систему дистанционного управления самолетом.

Турбокомпрессорный стартер-энергоузел ГТДЭ-117-1 представляет собой легкий газотурбинный двигатель, используемый на самолете для раскругки роторов основных двигателей при их запуске на земле и приведения в действие бортовых электрогенераторов и насосов гидросистемы при выключенных ТРДДФ. Последнее позволяет проводить проверку оборудования истребителя без подключения внешних источников электропитания (например, в полевых условиях) и без расходования ресурса двигателей. Стартер-энергоузел, имеющий массу 40 кг, развивает пусковую мощность 90 л.с.

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА предназначена для размещения запаса топлива на борту самолета и обеспечения бесперебойного питания двигателей на всех режимах работы в воздухе и на земле. Она состоит из четырех баков (трех в фюзеляже и центроплане и одного в консолях крыла), насосов подкачки и перекачки топлива и топливомерно-расходомерной аппаратуры. Установка подвесных топливных баков на самолете не предусмотрена. Емкость переднего фюзеляжного топливного бака-отсека (бак ╧ 1) - 4020 л, центропланно-го бака-отсека (бак ╧ 2) - 5330 л, заднего фюзеляжного бака-отсека (бак ╧ 3) - 1350 л, крыльевых баков-отсеков (бак ╧ 4) - 1270 л. Полный запас топлива во внутренних баках составляет 11975 л (9400 кг при плотности топлива 0.785). Помимо полного, предусмотрен основной (неполный) вариант заправки самолета, при котором бак ╧ 1 и крыльевые баки-отсеки не заправляются. Запас топлива на самолете в этом случае составляет 6680 л (5240 кг).

На самолетах Су-27УБ, Су-27УБК и Су-30, при сохранении такого же, как на одноместных Су-27, полного запаса топлива, предусмотрены варианты основной и промежуточной заправки. В варианте основной заправки бак ╧ 1 не заправляется, а бак ╧ 2 заправляется частично, запас топлива при этом составляет 7800 л (6120 кг). В варианте промежуточной заправки баки ╧ 2, 3 и 4 заправляются полностью, а бак ╧ 1 - частично, запас топлива при этом -10765 л (8450 кг).

На самолетах Су-35 и Су-37 запас топлива во внутренних баках увеличен за счет большей емкости крыльевых баков-отсеков и применения двух дополнительных баков в килях. Емкость крыльевых баков-отсеков (бак ╧ 4) -1990 л, килевых баков - 360 л. Полный запас топлива во внутренних баках составляет около 13000 л (10250 кг при плотности топлива 0.785). На самолете могут быть использованы два сбрасываемых подвес-пых топливных бака емкостью по 2000 л, устанавливаемые па подкрыльевые точки подвески. На самолете Су-34 значительно увеличена емкость фюзеляжных топливных баков, полный запас топлива па самолете составляет около 15000 л (около 12000 кг). На самолете могут быть использованы один, два или три сбрасываемых подвесных топливных бака большой емкости. На самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-30 и Су-34 имеется система дозаправки топливом в полете. Дозаправка может осуществляться от танкеров Ил-78 или однотипных самолетов, оборудованных унифицированным подвесным агрегатом заправки УПАЗ Темп перекачки топлива при дозаправке составляет от 90 до 2300 л/мин. Дозаправка может производиться на высотах 2000-6000 м при скорости полета 450-550 км/ч. Выдвижная штанга-топливоприемник размещена в отсеке перед кабиной экипажа слева и снабжена фарами подсветки для проведения дозаправки ночью.

Основным топливом для двигателей истребителей Су-27 являются авиационные керосины марок РТ, Т-1 и ТС-1 или их смеси. Заправка всех внутренних баков производится либо централизованно, через унифицированный бортовой заправочный штуцер, расположенный в нише передней опоры шасси, либо через заливные горловины баков. Информирование летчика о запасе и выработке топлива обеспечивается топливомер-ной системой с панелью индикации на приборной доске летчика. Система производит вычисление и индикацию остатка топлива, сигнализирует об окончании выработки отдельных баков и обеспечивает автоматическую отсечку топлива при централизованной заправке, в соответствии с выбранным вариантом заправки. Летчик получает информацию о текущем остатке топлива на указателях ленточного типа, о выработке баков и резервном остатке топлива - на световых индикаторах и светосигнальных табло. Сообщение о резервном остатке топлива дублируется речевым информатором "Алмаз" и, наряду с информацией о текущем запасе топлива, записываются бортовым устройством регистрации полетных данных "Тестер", сообщения о нештатном функционировании топливомерной системы и ее отказах отображаются на дисплее системы встроенного контроля и предупреждения экипажа "Экран".

ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТЕМА предназначена для тушения пожара в отсеках двигателей. Она состоит из системы сигнализации о пожаре и системы пожаротушения. Система сигнализации выдает летчику предупреждение о возникновении пожара на световом табло приборной доски кабины и речевое сообщение системы "Алмаз". Система пожаротушения состоит из огнетушителей, трубопроводов и коллекторов-распылителей. Ликвидация пожара обеспечивается за счет заполнения огнегасящим составом свободного пространства отсеков. Органы управления системой пожаротушения размещены на пульте левой панели кабины летчика.

ГИДРОСИСТЕМА самолета состоит из двух независимых гидросистем закрытого типа (первой и второй) с рабочим давлением 280 кгс/см2 и приводом каждой от своего двигателя. Источниками энергии в каждой гидросистеме являются плунжерные насосы переменной производительности НП-112, установленные на выносных коробках агрегатов. Рабочее тело гидросистемы - гидрожидкость АМГ-10. Первая и вторая гидросистемы параллельно обеспечивают работу рулевых приводов стабилизатора, рулей направления, флаперонов (на Су-27К - элеронов и закрылков), отклоняемых носков и переднего горизонтального оперения (на самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-ЗОМК, Су-34).

Кроме того, первая гидросистема обеспечивает: выпуск и уборку шасси, открытие и закрытие створок ниш шасси; управление клином левого воздухозаборника; уборку и выпуск защитных сеток воздухозаборников; управление стойкой передней опоры шасси; торможение колес основных опор шасси (стартовое и аварийное); питание гидроагрегатов РЛПК; работу ограничителей хода ручки по крену и хода педалей; выпуск и уборку топливозаправочной штанги (на самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-30, Су-34), тормозного гака (на самолете Су-27К), работу механизмов складывания крыла и стабилизатора (на Су-27К). Вторая гидросистема обеспечивает: основное торможение колес шасси; уборку и выпуск тормозного щитка; управление клином правого воздухозаборника.

ПНЕВМОСИСТЕМА самолета используется для аварийного выпуска шасси в случае отказа гидросистемы. Рабочим телом пневмосистемы является азот высокого давления. На самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-30, Су-34 пневмосистема может быть использована для аварийного выпуска штанги системы дозаправки топливом в полете.

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ включает системы продольного, поперечного и путевого управления, а также систему управления носками крыла.

Поскольку самолет Су-27 имеет запас статической устойчивости, близкий к нулевому (в зависимости от изменения центровки он может быть как положительным, так и отрицательным), при разработке системы управления учитывалось требование обеспечения нормального управления при статической неустойчивости самолета до 5%. Это определило необходимость использования в продольном канале системы дистанционного управления (СДУ-10). В поперечном и путевом каналах реализована традиционная механическая система, связывающая ручку управления (педали) с гидроусилителями, перемещающими поверхности управления. Управление самолетом осуществляется в ручном и автоматическом режимах. В автоматическом режиме управление производится по сигналам системы автоматического управления САУ-10.

Система дистанционного управления (СДУ-10) решает следующие основные задачи:
управление статически неустойчивым самолетом в продольном канале;
обеспечение требуемых характеристик устойчивости и управляемости самолета в продольном, поперечном и путевом каналах;
повышение аэродинамических характеристик самолета при маневрировании;
ограничение допустимых значений перегрузки и угла атаки;
снижение аэродинамических нагрузок на конструкцию планера самолета.

Работа системы основана на непрерывном измерении параметров полета и командных сигналов от рычагов управления, преобразовании этих сигналов в вычислителях в сигналы управления рулевыми приводами, которые, отклоняя рулевые поверхности, ббес-печивают устойчивость и заданный маневр самолета.

Система дистанционного управления имеет три режима работы: "взлет-посадка", "полет" и "жесткая связь". Режимы "взлет-посадка" и "полет" переключаются автоматически в зависимости от положения шасси. Режим "жесткая связь" является аварийным и включается летчиком.

Основным эксплуатационным режимом работы СДУ-10 является режим "полет". В этом случае электрический сигнал с датчика положения ручки управления поступает на вход множительного устройства, которое изменяет коэффициент усиления сигнала ручки в зависимости от высоты и скоростного напора (при неисправности вычислителя коэффициента усиления ручки предусмотрена возможность устанавливать его значение вручную при помощи кремальеры на пульте управления в кабине летчика). Сигнал ручки после множительного устройства поступает на вход нелинейного префильтра, который образует запаздывающее звено,

компенсирующее запаздывание сигналов обратных связей по угловой скорости и нормальной перегрузке, и ограничивает скорость нарастания сигнала для предотвращения возникновения неустойчивости самолета при выходе сервоприводов на максимальную скорость.

После нелинейного префильтра сигнал ручки поступает на входы сервоприводов, куда поступают также сигналы угловой скорости и перегрузки. Сигнал угловой скорости, формируемый на гироскопическом датчике угловой скорости, после фильтра упругих колебаний поступает на корректор передаточного числа, где осуществляется изменение передаточного числа по угловой скорости в зависимости от скоростного напора. Сигнал нормальной перегрузки, пропущенный через запаздывающее звено и корректор передаточного числа, также поступает на входы сервоприводов.

Сервоприводы, перемещая консоли стабилизатора в соответствии с перечисленными сигналами, обеспечивают требуемые характеристики устойчивости и управляемости самолета. В режиме "взлет-посадка", когда из-за малых скоростей полета влияние сигнала нормальной перегрузки незначительно, он заменяется сигналом угловой скорости, пропущенным через запаздывающее звено, а нелинейный префильтр отключается. В режиме "жесткая связь" сигнал ручки поступает непосредственно на входы сервоприводов, а сигналы угловой скорости и нормальной перегрузки отключаются. Значение коэффициента усиления при этом изменяется вручную.

Ограничитель предельных режимов (ОПР) предназначен для предотвращения выхода самолета за пределы допустимых значений углов атаки и нормальных перегрузок за счет непосредственного воздействия на ручку управления. Допустимые значения перегрузки и угла атаки, зависящие от режима полета, массы самолета и вида подвесок, формируются в специальном вычислителе и поступают на вход сервопривода ОПР. На него поступает также сигнал генератора колебаний, который вызывает тряску ручки при ее упоре в сервопривод ОПР. При необходимости в критических ситуациях летчик может "пересилить" ограничитель предельных режимов, обжимая пружину ОПР.

Система поперечного и путевого управления. Поперечное отклонение ручки управления через механическую проводку передается на рычажный смеситель и вызывает дифференциальное отклонение флаперонов. На второй вход смесителя поступает либо перемещение электромеханизма МПФ, выпускающего флапероны, как закрылки, либо перемещение электрогидравлической рулевой машины РМ-130, которому соответствует синхронное отклонение флаперонов для изменения профиля крыла в зависимости от угла атаки самолета.

Электрические сигналы датчика ручки управления поступают в вычислитель СДУ, корректируются в зависимости от угла атаки, высоты и скоростного напора и поступают на входы приводов, обеспечивая их дифференциальное отклонение. Этот же сигнал поступает на рулевой агрегат ПМ-15, который через дифференциальную качалку подключен к механической проводке, соединяющей педали с гидромеханическими приводами рулей направления.

Кроме того, на входы сервоприводов стабилизаторов поступают сигналы угловой скорости, а на рулевой агрегат ПМ-15 - сигналы угловой скорости и боковой перегрузки. Таким образом, при отклонении ручки по крену происходит дифференциальное отклонение флаперонов и стабилизаторов. Кроме того, отклоняется руль направления, чем обеспечиваегся перекрестная связь каналов крена и рыскания. Демпфирование колебаний по крену обеспечивает дифференциальное отклонение стабилизаторов по сигналам угловой скорости крена; демпфирование колебаний рыскания и статическую боковую устойчивость обеспечивают сигналы угловой скорости и перегрузки в путевом канале.

Система управления носками крыла. Носки крыла отклоняются автоматически, в зависимости от угла атаки самолета с целью адаптивного изменения профиля крыла. Закон отклонения носков формируется в вычислителе СДУ, а выработанный сигнал подается на электрогидравлический сервопривод. Выход сервопривода через механическую проводку соединяется с золотниковыми устройствами, которые регулируют расход жидкости в гидроцилиндры носков, расположенные вдоль размаха крыла.

Исполнительные механизмы системы управления. Отклонение стабилизаторов производится с помощью элсктрогидравлических приводов РПД-100. Каждый привод состоит из электрогидравлического распределителя и двухкамерного силового цилиндра. Электрогидравлический распределитель состоит из четырех рулевых машин и сдвоенного золотникового устройства. Выход каждой из четырех рулевых машин соединен со входом золотникового устройства через гидропружину. При неисправностях какой-либо рулевой машины происходит обжатие гидропружины и отключение неисправной части привода. Приводы стабилизаторов имеют очень высокие динамические характеристики даже при очень малых амплитудах входных сигналов. Эта особенность позволяет избежать возникновения автоколебаний в полете на статически неустойчивом самолете.

В канале флаперонов. носков крыла и рулей па-правления силовыми приводами являются гидравлические цилиндры, управляемые гидромеханическими золотниковыми устройствами. Рулевым агрегатом, пере-

мещающим руль направления по сигналам автоматики, является трехканальная рулевая машина, подсоединенная к механической системе через дифференциальную качалку. Рулевые агрегаты СДУ в каналах ОПР, носков крыла и флаперонов - одноканальные электрогидравлические машинки. В рулевой машинке носков крыла имеется вспомогательная резервная камера, которая устанавливает носки в крайнее выпущенное положение в случаях отказов системы, происшедших при нахождении самолета на больших углах атаки.

Электропитание СДУ производится постоянным током 27 В. При этом все виды необходимых для СДУ напряжений, включая напряжение переменного тока для питания гироскопических и индукционных датчиков, вырабатываются в блоках питания СДУ. Каждый подканал имеет свой блок питания. Каждый блок запи-тывается от двух аварийных шип через диодную развязку. Такая схема гарантирует отсутствие каких-либо перерывов питания при кратковременных перерывах напряжения на одной из шин.

Резервирование системы управления. При проектировании системы управления самолетом Су-27 были приняты следующие два основных требования для обеспечения надежности и отказобезопасности: вероятность отказа, приводящего к потере управления самолетом, должна быть не более чем 10", и система должна обеспечивать управление самолетом при любых двух последовательных отказах в ее электрической части. Исходя из этого, была реализована схема резервирования системы.

Продольный канал имеет четырехкратное резервирование. Отказ неисправного подканала выявляется при помощи сравнения значений сигнала каждого подканала со средним логическим значением сигналов всех подканалов Среднее логическое значение выбирается на специальных устройствах - кворум-элементах. Продольный канал разбит на семь участков, на концах которых установлены кворум-элементы. При неисправностях отключается только часть подканала системы, расположенная между соседними кворум-элементами. Благодаря такому разбиению схемы на контролируемые участки, критичными являются только три отказа на одном участке, что существенно уменьшает вероятность полного отказа системы.

В связи с наличием механической проводки от ручки и педалей к флаперонам и рулям направления боковые каналы СДУ имеют только трехкратное резервирование. Выявление отказов и отключение неисправных участков системы выполняется 'так же, как и в продольном канале.

СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ обеспечивает внутрикабиннос освещение, освещение взлетно-посадочной полосы и наружное сигнальное освещение. Освещение шкал приборов в кабине осуществляется светильниками, установленными над приборами; надписи на пультах и щитках освещаются лампами накаливания через светопроводы. Для освещения взлетно-посадочной полосы при посадке и рулежке самолета па стойке передней опоры шасси установлены две посадочные и одна рулежная фары. Обозначение габаритов истребителя и направления его полета производится при помощи аэронавигационных огней, установленных на законцовках консолей крыла и левом киле (левый бортовой аэронавигационный огонь имеет светофильтр красного, правый - зеленого, а хвостовой - белого цвета).

СИСТЕМА ПИТАНИЯ АНЕРОИДНО-МЕМБРАННЫХ ПРИБОРОВ предназначена для восприятия и распределения между датчиками приборов статического и полного давления во время полета. В систему входят приемники воздушного давления: основной (типа ПВД-18), смонтированный па носовом конусе по оси симметрии самолета, и два резервных (типа ПВД-7), установленных по обеим бортам ГЧФ. Основными потребителями системы являются указатели скорости, высоты, числа М, САУ, СОС, АРВ, СУВ и другое оборудование.

КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ И СНАРЯЖЕНИЕ ЛЕТЧИКА обеспечивают создание необходимых жизненных условий летчику, сохранение его работоспособности при выполнении высотных полетов, полетов с большими перегрузками и катапультировании. Система снабжения летчика кислородом обеспечивает подачу кислородно-воздушной смеси в маску па высотах полета до 8000 м и чистого кислорода на больших высотах. Аварийная система подачи кислорода размещена в катапультном кресле. Она приводится в действие автоматически при катапультировании или вручную и .может снабжать летчика кислородом в течение 4 мин.

На самолете может использоваться комплект кислородного оборудования и снаряжения летчика ККО-15ЛП, обеспечивающий создание необходимых условий жизнедеятельности летчику при выполнении полетов на высотах до 20 км, а также после аварийного покидания самолета с высоты до 20 км и последующего приземления или приводнения (в частности, обеспечивается возможность дыхания летчика под водой в течение 3-5 минут). В состав комплекта ККО-15ЛП входят защитное снаряжение и бортовое кислородное оборудование. Защитное снаряжение включает высотный компенсирующий костюм ВКК-15К и защитный шлем ЗШ-7А с кислородной маской КМ-35. Высотный компенсирующий костюм имеет встроенную систему вентиляции, работающую от бортовой системы. При полете самолета на высотах менее 12 км вместо ВКК-15К возможно применение противоперегрузочного костюма ППК-3, что приводит к некоторому снижению переносимости пилотажных перегрузок. При полетах над морем предусматривается использование высотного морского спасательного комплекта ВМСК-4-15.

СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ, ОХЛАЖДЕНИЯ и НАДДУВА предназначены для поддержания в ручном пли автоматическом режимах заданной температуры и давления воздуха в кабине, вентиляции костюма летчика и работы противоперегрузочного устройства, обдува летчика, обдува остекления фонаря кабины, охлаждения оборудования, наддува герметичных блоков. Воздух для системы кондиционирования отбирается от седьмой ступени компрессора каждого двигателя, затем последовательно охлаждается в воздухо-воздушном радиаторе, топливо-воздушном радиаторе и турбохолодильной установке. Система наддува блоков оборудования предназначена для создания необходимого для нормальной работы давления воздуха в блоках радиолокационной станции и самолетного запросчика, высокочастотных трактах и в расширительном баке системы жидкостного охлаждения РЛС. Система жидкостного охлаждения радиолокационной станции обеспечивает надежную работу бортовой РЛС в любом режиме ее работы. В системе охлаждения по замкнутому контуру циркулирует хладагент.

СИСТЕМА АВАРИЙНОГО ПОКИДАНИЯ самолета включает в себя катапультное кресло К-36ДМ серии 2, а также пиромеханическую систему управления сбросом фонаря и катапультированием летчика. Кресло обеспечивает спасение летчика во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета, включая режимы движения самолета по аэродрому. Безопасное катапультирование гарантируется в горизонтальном полете с приборными скоростями от 0 до 1400 км/ч (числа М от 0 до 2.5) на высотах от 0 до 25 км, при маневрировании с перегрузкой от -2 до +4, на углах атаки до ╠30╟, углах скольжения до ╠20╟ и углах крена до ╠180╟, при вращении самолета относительно продольной оси с угловой скоростью до 3 с1, а также на режимах разбега и пробега при скорости не менее 75 км/ч. Минимальная высота катапультирования при пикировании самолета с углом 30╟ составляет 85 м, из положения перевернутого полета -55 м (для скорости самолета 400 км/ч в обоих случаях). Максимальная перегрузка при аварийном покидании самолета составляет 18 единиц.

Катапультирование осуществляется путем вытягивания вверх сдвоенной рукоятки управления системой катапультирования, после чего автоматически срабатывают в требуемой последовательности системы аварийного сброса откидной части фонаря, стреляющего механизма катапультного кресла и механизма ввода в действие спасательного парашюта. Защита летчика от возникающих при катапультировании перегрузок и воздействия скоростного напора воздуха обеспечивается высотным снаряжением летчика, принудительной фиксацией его в кресле, устойчивой стабилизацией кресла в процессе катапультирования, а при катапультировании на больших скоростях - дефлектором системы дополнительной защиты от воздушного потока.

Кресло К-ЗбДМ оборудуется двухступенчатым комбинированным стреляющим механизмом КСМУ-36, механизмом ввода парашюта, подвесной спасательной системой ПСУ-36 с 28-стропным парашютом, имеющим площадь купола 60 м2, системой стабилизации с двумя стабилизирующими парашютами, парашютными автоматами и полуавтоматами КПА-4М, ППК-1М-Т и ППК-У-Т. Импульс тяги порохового ракетного двигателя составляет 630 кгс"с. Для поддержания жизнедеятельности летчика и обеспечения его поиска после катапультирования на кресле установлена кислородная система, носимый аварийный запас НАЗ-7М и автоматический радиомаяк "Комар-2М" (Р-855УМ). В состав НАЗ-7М входят: спасательный надувной плот ПСН-1, продуктовый запас, лагерное снаряжение, средства сигнализации и медикаменты. Масса кресла К-ЗбДМ с кислородным оборудованием и НАЗом составляет 123 кг.

ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ служит для обеспечения безопасного полета и эффективного боевого применения самолета в простых и сложных метеорологических условиях, днем и ночью, на любых высотах вплоть до практического потолка. Для упрощения пилотирования самолета, облегчения условий работы летчика, а также с целью более рационального размещения оборудования, панели пультов кабины имеют панорамное расположение приборов на приборной доске, левом и правом пультах.

Основные рычаги управления - ручка управления самолетом по тангажу и крену, установленная по центру кабины между ног летчика, педали путевого управления и рычаги управления двигателями (РУД), размещенные на левом борту кабины. На ручке управления самолетом на лицевой стороне расположены кнопки управления автопилотом, приведения к горизонту (справа) и отключения режима САУ (слева); кнюппель триммирования продольного и поперечного управления (посередине), кнюппель управления маркером цели на ИЛС (слева внизу), на тыльной стороне -боевая кнопка стрельбы из пушки и пуска ракет, а также переключатель выбора типа оружия "пушка-ракеты"; под рукояткой - рычаг торможения колес шасси. На РУД имеются кнопки управления тормозным щитком, радиостанцией и тормозным парашютом, переключатель выбора групп подвесок применяемого оружия.

На подфонарной раме перед приборной доской на левом борту установлен рычаг открытия-закрытия фонаря, а на правом борту - рычаг аварийного сброса фонаря. Над приборной доской по центру расположен индикатор на фоне лобового стекла со щитком управления и дополнительным щитком кнопочных выключателей, закрывающийся крышкой, а справа - индикатор прямого видения(индикатор тактической обстановки), отображающий на экране электроннолучевой трубки информацию РЛПК и ОЭПС. Справа от ИЛС, под переплетом фонаря, закреплен магнитный компас. По бокам от щитка управления ИЛС находятся датчики нашлемной системы целеуказания, а под ним - панель индикации подвесок вооружения.

На левой части приборной доски размещены: кран шасси и пилотажно-посадочный индикатор со световой сигнализацией выпуска шасси, флаперонов и тормозного щитка; указатель угла атаки и перегрузки, указатель радиовысотомера, часы; рычаг аварийного выпуска шасси, указатели приборной скорости и барометрической высоты. В средней части приборной доски находятся: командно-пилотажный прибор (указатель крена и тангажа), навигационно-плановый прибор (указатель курса); комбинированный указатель вертикальной скорости, поворота и скольжения, указатель положения клина воздухозаборников, комбинированный четырехшкальный указатель высоты и перепада давления в кабине, запаса и подачи кислорода и комбинированный четырехшкальный указатель давлений в первой и второй гидросистемах и тормозных системах; двухстрелочный указатель частоты вращения двигателей (тахометр), два указателя температуры газов для левого и правого двигателей. В правой части приборной доски размещены: индикаторная панель топливомерной системы с ленточным указателем остатка топлива и световыми сигнализаторами выработки баков; дисплей системы встроенного контроля и предупреждения экипажа "Экран"; индикатор станции предупреждения об облучении. На боковых пультах кабины расположены щитки управления самолетными системами, двигателями, СУВ, системой навигации, радиостанциями, системой постановки помех и т.п.

На самолетах Су-35 и Су-37 применяется новое информационно-управляющее поле кабины летчика: его основу составляют два цветных многофункциональных индикатора на жидких кристаллах, модифицированный индикатор на фоне лобового стекла и многофункциональный пульт управления с жидкокристаллическим дисплеем. Число традиционных электромеханических приборов значительно сокращено, и им отводятся только дублирующие функции.

Бортовое радиоэлектронное оборудование самолета включает:
систему управления вооружением (СУВ);
пилотажно-навигационный комплекс (ПНК);
комплекс средств связи;
аппаратуру бортового комплекса обороны;
бортовые средства контроля, сигнализации и регистрации полетных данных.

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВООРУЖЕНИЕМ С-27 обеспечивает применение управляемых ракет "воздух-воздух" в дальнем ракетном и ближнем воздушном бою, захват и сопровождение цели из обзорных режимов РЛС и ОЛС в дальнем ракетном бою, захват и сопровождение визуально видимой цели в ближнем бою, определение госпринадлежности обнаруженной цели. Система управления вооружением включает в себя радиолокационный прицельный комплекс РЛПК-27, оптико-электронную прицельную систему ОЭПС-27, систему единой индикации СЕИ-31, систему управления оружием (СУО), запросчик системы государственного опознавания и систему объективного контроля.

Система управления вооружением сопрягаегся с другим радиоэлектронным оборудованием самолета:
пилотажно-навигационным комплексом;
бортовой частью аппаратуры наземной автоматизированной системы управления (командной
радиолинии управления);
аппаратурой системы государственного опознавания с включением в состав системы С-27 блока запросчика госопознавания;
аппаратурой межсамолетной телекодовой связи и передачи данных на землю;
аппаратурой бортового комплекса обороны самолета.

Система управления вооружением самолетов Су-35 и Су-37 включает радиолокационную систему управления (РЛСУ) и оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс. Система управления вооружением самолета Су-34 включает в себя радиолокационный прицельный комплекс и обзорно-прицельную оптико-электронную систему (ОПОЭС).

Радиолокационный прицельный комплекс РЛПК-27. В состав РЛПК-27 входит импульсно-доплеровская радиолокационная станция Н001, обеспечивающая обнаружение и сопровождение целей в свободном пространстве и на фоне земли в передней и задней полусферах. Дальность обнаружения цели типа "истребитель" в передней полусфере - 80-100 км, в задней полусфере - 30-40 км Радиолокатор может одновременно сопровождать на проходе до 10 воздушных целей и обеспечивать перехват одной, представляющей наибольшую угрозу. Диапазон высот обнаруживаемых целей в телесном угле 120╟ - от 50-100 м до 27 км. РЛС имеет антенну диаметром 975 мм с механическим сканированием по азимуту и углу места. Работой РЛПК-27 управляет бортовой цифровой вычислитель Ц100.

Оптико-электронная прицельная система ОЭПС-27 предназначена для поиска, обнаружения и сопровождения воздушных целей по их инфракрасному излучению, определения координат линии визирования при работе летчика по визуально видимым

целям, измерения дальности и решения задач прицеливания по воздушным и наземным целям. В состав ОЭПС-27 входят оптико-локационная станция ОЛС-27, представляющая собой комбинацию теплопеленгатора и лазерного дальномера (теплопеленгатор обеспечивает обнаружение цели по тепловому излучению и ее угловое сопровождение, лазерный дальномер - измерение дальности до цели), нашлемная система целеуказания (НСЦ) "Щель-ЗУМ" и цифровой вычислитель Ц100. ОЭПС-27 выполняет те же функции, что и РЛПК-27, но только в простых метеоусловиях, и отличается большей точностью и лучшей помехозащищенностью.

Датчик ОЛС-27 размещается в сферическом обтекателе по оси самолета перед кабиной летчика. Дальность обнаружения теплопеленгатором ОЛС воздушной цели типа "истребитель" со стороны задней полусферы достигает 50 км, со стороны передней полусферы - 15 км. Поле поиска ОЛС составляет 120x75╟, поле обзора - 60x10╟, 20x5╟ или 3x3╟. Диапазон измеряемых дальностей лазерным дальномером, входящим в состав ОЛС, составляет 0.3-3.0 км при работе по воздушным целям и 0.3-5.0 км при работе по наземным целям. Точность измеряемых координат достигает: по углам - 5', по дальности -10 м. Угловая скорость автосопровождения цели следящим теплопеленгатором может превышать 25╟/с.

НСЦ позволяет производить целеуказание головкам самонаведения ракет и сканирующему устройству ОЛС-27 путем поворота головы летчика в сторону той части пространства, где ожидается нахождение цели. Нашлемная система целеуказания включает визирное устройство, закрепленное на шлеме летчика, блок оптической локации со сканерным устройством определения поворота головы летчика и блок электроники обеспечения работы сканерного устройства и определения координат линии визирования цели. С помощью аппаратуры НСЦ оптико-электронная прицельная система обеспечивает возможность визуального поиска летчиком цели в зоне ╠60╟ по азимуту и -15╟...+б0╟ по углу места, а также измерение координат линии визирования при слежении за целью со скоростью линии визирования до 20╟/с.

Система единой индикации СЕИ-31 обеспечивает отображение необходимой пилотажно-навигационной и прицельной информации на прицельно-пилотажном индикаторе на фоне лобового стекла ИЛС-31, а также вывод информации от БРЛС и ОЛС на индикатор прямого видения (ИПВ). В состав СЕИ входят также электронный блок и блок электропитания.

ИЛС-31 представляет собой электронно-оптический индикатор с формированием информации в буквенно-цифровом и графическом виде на экране электронно-лучевой трубки и последующим переносом этого изображения на полупрозрачный отражатель посредством коллиматорной системы. Этот индикатор выполнен на проекционной трубке с высокой яркостью и работает в двух режимах:
вывод прицельно-пилотажной информации в буквенно-цифровом и графическом виде с количеством символов 120;
вывод прицельно-пилотажной информации с количеством символов 60 совместно с обзорной информацией на 60-строчном растре.

ИПВ представляет собой электронный индикатор тактической обстановки с отображением информации от РЛПК и ОЭПС в буквенно-цифровом и графическом виде с необходимым количеством символов.

Индикаторы ИЛС и ИПВ могут взаимно дублировать друг друга. Система индикации обеспечивает нормальное восприятие летчиком изображения на экранах без применения тубуса при прямом освещении солнцем.

Система управления оружием. Для проведения подготовки оружия к боевой работе в состав СУВ входит блок связи и контроля, который обеспечивает выдачу всех необходимых сигналов и команд в соответствии с временным графиком подготовки оружия к применению. Связи этого блока с головками самонаведения ракет организованы на основе унификации сигналов для всех ракет. Целеуказание ракетам обеспечивается единой бортовой системой целеуказания, использующей все бортовые источники информации. Подготовка ракет к пуску и их пуск осуществляется системой управления оружием.

В целях снижения загрузки летчика при боевом применении оружия СУО обеспечивает:
переход от применения одного вида оружия к другому без снятия летчиком рук с органов управления самолетом;
полуавтоматический и ручной режим подготовки и применения оружия;
программный расход боекомплекта ракет;
выдачу на систему индикации сигналов о выбранном для применения оружии, его состоянии, о расходе и остатке боекомплекта.

Для применения оружия без снятия рук с органов управления самолетом устанавливаются: на ручке управления самолетом - переключатель "пушка-ракеты" и боевая кнопка, на ручке управления двигателем -кнопка-переключатель выбора группы подвесок применяемого оружия.

При разнородной загрузке летчиком может выбираться одна из трех симметрично загруженных пар подвесок: крыльевые, фюзеляжные и мотогондольные. После выбора пары подвесок с необходимым оружием происходит их программная разгрузка.

Сопряжение СУО с бортовым оборудованием осуществляется по цифровым линиям связи. Логические задачи СУО по подготовке и применению оружия решаются в ее специализированном цифровом логическом устройстве. Такое построение СУО дает возможность изменять набор оружия, логику управления им и временные интервалы подготовки его к пуску.

Бортовая аппаратура наземной автоматизированной системы управления "Спектр" предназначена ДЛЯ:
приема и декодирования сигналов запроса наземных станций системы активного запроса-ответа;
приема информации о целях, команд наведения и управления перехватчиком, передаваемых наземными автоматизированными системами управления (НАСУ);
декодирования и преобразования принятой информации для передачи в бортовые системы обработки и отображения.

Бортовая аппаратура связи с НАСУ содержит каналы "Лазурь", "Бирюза" и "Радуга", обеспечивающие передачу наборов команд, свойственных данным НАСУ. Всего может передаваться 21 набор различных команд. Информация, полученная от НАСУ, поступает для обработки в систему автоматического управления самолетом, в систему управления вооружением и отображается на прицельно-пилотажном индикаторе системы единой индикации.

Внешними источниками информации для бортовой аппаратуры "Спектр" являются автоматизированные системы типа "Луч-2" и "Воздух-1М", оборудованные радиолиниями "Лазурь-М", "Бирюза" и "Радуга-СП К". Информация по радиолиниям поступает в бортовую аппаратуру НАСУ в виде наборов команд, содержащих информацию наведения, целеуказания, разовые команды, координатную поддержку по целям для полуавтономных действий

В состав навигационного комплекса входят информационный комплекс вертикали и курса ИК-ВК-80-6, автоматический радиокомпас АРК-22 (А-318), радиотехническая система ближней навигации (РСБН) А-317 с цифровым вычислителем А-313 и маркерный радиоприемник А-611.

Информационный комплекс вертикали и курса является инерциальной системой курсовертикали, выдающей в ПНК-10 параметры крена, тангажа, курса и дальности. Он способен работать как автономном режиме, так и в режиме радиокоррекции.

Автоматический радиокомпас предназначен для самолетовождения по специальным приводным радиостанциям (радиомаякам) за счет измерения курсового угла радиостанции (угла в горизонтальной плоскости между продольной осью самолета и направлением на пеленгуемую радиостанцию).

РСБН обеспечивает выполнение полета по заданному маршруту и возврат на запрограммированный аэродром, оборудованный радиотехническими средствами посадки, в ручном, автоматическом и директор-ном режимах пилотирования, выполнение предпосадочного маневра с выходом в зону действия радиомаяков, заход на посадку до высоты 50 м в автоматическом режиме и повторный заход на посадку. Бортовая аппаратура РСБН получает сигналы от наземных радиотехнических средств навигации. Прием сигналов осуществляется с помощью бортовой антенно-фидерной системы "Поток", антенны которой размещены в носовой и хвостовой частях самолета.

Маркерный радиоприемник предназначен для сигнализации летчику момента пролета над маркерными радиомаяками - дальним и ближним приводами аэродрома посадки.

В состав оборудования истребителя входят также самолетный ответчик СО-69 или СО-72 (А-511) и ответчик системы государственного опознавания. Самолетный ответчик предназначен для совместной работы с наземными РЛС управления воздушным движением и наведения. Он излучает сигналы индивидуального опознавания самолета, а также передает некоторые параметры его полета (например, высоту), обеспечивая хорошую "видимость" истребителя наземными средствами навигации и тем самым увеличивая дальность и надежность его сопровождения в процессе боевых действий и при наличии помех. Ответчик системы государственного опознавания предназначен для выдачи ответа о собственной государственной принадлежности самолета на запросы, посылаемые самолетными, наземными и корабельными системами госопознавания.

На самолетах Су-35, Су-37 и Су-34 применяется модернизированное пилотажно-навигационнос оборудование. На экспортных модификациях самолетов, по требованию заказчика, может применяться аппаратура зарубежного производства.

КОМПЛЕКС СРЕДСТВ СВЯЗИ предназначен для ведения усюйчивой двусторонней радиотелефонной связи экипажа с командно-диспетчерским пунктом и между самолетами в воздухе. На самолете установлены УКВ-радиостанция Р-800Л, КВ-радиостанция Р-864Л, аппаратура внутренней связи (СПУ) П-515 и аппаратура записи переговоров П-5ОЗБ. Антенны радиостанций размещены внутри радиопрозрачных стеклопластиковых законцовок килей.

Для обмена тактической информацией между самолетами при ведении групповых действий в состав оборудования истребителя Су-27 включена аппаратура телекодовой связи. Она обеспечивает двухуровневый обмен тактической информацией в объединенной группе истребителей. На верхнем уровне осуществляется информационный обмен между командиром объединенной группы и командирами групп. Всего в объединенной группе может быть до 4 групп, каждая из которых может состоять из 4 самолетов Су-27.

АППАРАТУРА БОРТОВОГО КОМПЛЕКСА ОБОРОНЫ предназначена для регистрации облучения самолета радиолокационными станциями противника и предупреждения об этом экипажа, постановки пассивных и активных помех в радиолокационном и инфракрасном диапазонах. На самолете установлены станция предупреждения об облучении СПО-15 "Береза" и устройство выброса пассивных помех - ложных тепловых целей и дипольных отражателей - АПП-50 с 96 патронами калибра 50 мм. Антенны станции предупреждения об облучении размещены на боковой поверхности воздухозаборников и в хвостовой части самолета. Блоки устройств выброса пассивных помех расположены в хвостовой части самолета в районе сопел двигателей: в кормовом "ласте" (по 14 трехпатронных блоков в левой и правой его половинах) и центральной хвостовой балке (4 трехпатронных блока). Самолет может комплектоваться станцией активных радиолокационных помех "Сорбция", размещаемой в двух контейнерах на законцовках консолей крыла вместо пусковых устройств ракет "воздух-воздух" (точки подвески ╧ 7 и 8).

На самолетах Су-35, Су-37 и Су-34 устанавливаются модернизированные бортовые комплексы обороны, включающие станцию радиотехнической разведки, теплопеленгатор, устройство выброса пассивных помех и станцию активных радиолокационных помех. Управляет бортовым комплексом обороны бортовой цифровой вычислитель.

БОРТОВЫЕ СРЕДСТВА КОНТРОЛЯ, СИГНАЛИЗАЦИИ И РЕГИСТРАЦИИ ПОЛЕТНЫХ ДАННЫХ включают обобщенную систему встроенного контроля и предупреждения экипажа "Экран-02", систему внутрикабинной световой сигнализации, аппаратуру речевого оповещения "Алмаз-УП" и бортовое устройство регистрации полетных данных "Тестер-УЗЛ"

Система "Экран-02" предназначена для организации проверки самолетного оборудования встроенными средствами контроля в наземных и полетных условиях. В полете система производит логическую обработку, документирование и отображение на дисплее приборной доски кабины информации об отказах, поступающих от встроенных систем контроля систем и агрегатов. Система также запоминает отказы, имевшие место в полете, в порядке приоритета, с последующей их регистрацией на металлизированной пленке с отметкой времени отказа в режиме документирования.

Система внутрикабинной световой сигнализации предназначена для выдачи летчику информации о режимах работы и о нештатных ситуациях в работе систем и агрегатов самолета на светосигнализаторы (табло), установленные на приборной доске кабины. Оповещающие табло имеют зеленый цвет и горят постоянно. Предупреждающие (желтые) и аварийные (красные) табло, а также предупреждающие кнопки-лампы работают в мигающем режиме. При нажатии на сработавшую кнопку-лампу соответствующие предупреждающие и аварийные табло переводятся в режим непрерывного горения, а сама кнопка-лампа гаснет.

Аппаратура речевого оповещения (речевой информатор) "Алмаз-УП" (П-591Б) предназначена для воспроизведения голосовых сообщений об аварийных ситуациях в полете, записанных предварительно на земле. Через блок воспроизведения команды подаются в самолетное переговорное устройство летчика, а наиболее важные - дополнительно, через радиостанцию, оператору наземного командного пункта.

Бортовое устройство регистрации полетных данных "Тестер-УЗЛ" предназначено для записи в полете кодово-импульсной информации о параметрах и отдельных режимах работы самолетных систем и оборудования на магнитную ленту и сохранение ее в нормальных и аварийных условиях полета. Переписывание и расшифровка информации производится в наземных условиях на специальных устройствах.

Вооружение самолета подразделяется на стрелково-пушечное и ракетное. Стрелково-пушечное вооружение представлено встроенной автоматической скорострельной одноствольной пушкой калибра 30 мм типа ГШ-301, установленной в наплыве правой половины крыла, с боекомплектом 150 патронов (применяется на всех модификациях истребителя Су-2 7). Ракетное вооружение размещается на авиационных пусковых устройствах (АПУ) и авиационных катапультных устройствах (АКУ), подвешиваемых на 10 точках: ╧ 1 и 2 - по оси самолета между гондолами двигателей по схеме "тандем", ╧ 3 и 4 (внутренние), 5 и 6 (внешние) - под консолями крыла, ╧ 7 и 8 - под законцовками крыла, ╧ 9 и 10 - под воздушными каналами двигателей. На самолете может быть подвешено до шести управляемых ракет воздух-воздух средней дальности типа Р-27 с полуактивными радиолокационными (Р-27Р) или тепловыми (Р-27Т) головками самонаведения, а также их модификации Р-27ЭР и Р-27ЭТ с увеличенной дальностью полета (на точках подвески ╧ 1, 2, 3,4,9 и 10). На четырех внешних подкрыльевых узлах (точки подвески ╧ 5, 6, 7 и 8) могут быть подвешены управляемые ракеты ближнего маневренного боя с тепловыми головками самонаведения типа Р-73.

На самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-30МК и Су-34 введены две дополнительные точки подвески вооружения под крылом (╧ 11 и 12). На самолетах Су-27СК и Су-27УБК обеспечено применение неуправляемого вооружения класса "воздух-поверхность" общей массой до 8000 кг. В его состав могут входить 16 бомб ФАБ-500М54, или 10 бомб ФАБ-500М62, или 10 зажигательных баков ЗБ-500, или 16 бомб ФАБ-250М54 (на однозамковых и многозамковых балочных держателях), 38 бомб ОФАБ-100-120 (на многозамковых балочных держателях), 5 контейнеров КМГУ, 120 неуправляемых ракет С-8 (в 6 блоках Б-8М1), 30 ракет С-13 (в 6 блоках Б-13Л), 6 ракет С-25 (в пусковых устройствах O-25).

На самолетах Су-35 и Су-37 обеспечивается применение 8 ракет "воздух-воздух" средней дальности Р-27РЭ (ТЭ, Р, Т) с полуактивными радиолокационными или тепловыми головками самонаведения, 10 ракет средней дальности РВВ-АЕ с активными радиолокационными головками самонаведения и 6 ракет ближнего маневренного боя Р-73 с тепловыми головками самонаведения.

В состав управляемого вооружения класса "воздух-поверхность" самолетов Су-35 и Су-37 входят 6 ракет Х-29Т с телевизионными головками самонаведения, 6 ракет Х-29Л или С-25ЛД с полуактивными лазерными головками самонаведения, 6 корректируемых бомб КАБ-500Кр с телевизионно-корреляционными головками самонаведения, 2 ракеты средней дальности Х-59М с телевизионно-командной системой наведения, 6 противокорабельных ракет Х-31А с активными радиолокационными головками самонаведения и 6 противорадио-локационных ракет Х-ЗШ с пассивными радиолокационными головками самонаведения; для применения ракет Х-29Л, С-25ЛД и Х-59М самолет должен оснащаться контейнером системы управления оружием.

Максимальная масса неуправляемого вооружения класса "воздух-поверхность", применяемого самолетами Су-35 и Су-37, составляет 8000 кг. В его состав могут входить 16 бомб ФАБ-500М54, или 14 бомб ФАБ-500М62, или 14 зажигательных баков ЗБ-500, или 34 бомбы ФАБ-250М54 (на однозамковых и многозамковых балочных держателях), 48 бомб ОФАБ-100-120 (на многозамковых балочных держателях), 8 контейнеров КМГУ, 120 неуправляемых ракет С-8 (вб блоках Б-8М1), 30 ракет С-13 (в 6 блоках Б-13Л), 6 ракет С-25 (в пусковых устройствах O-25).

На самолете Су-34 обеспечивается применение 6 ракет "воздух-воздух" средней дальности Р-27РЭ (ТЭ, Р, Т) с полуактивными радиолокационными или тепловыми головками самонаведения, 8 ракет средней дальности РВВ-АЕ с активными радиолокационными головками самонаведения и 8 ракет ближнего маневренного боя Р-73 с тепловыми головками самонаведения.

В состав управляемого вооружения класса "воздух-поверхность" самолета Су-34 входят 6 ракет Х-29Т с телевизионными головками самонаведения, 6 ракет Х-29Л, Х-25МЛ или С-25ЛД с полуактивными лазерными головками самонаведения, 6 корректируемых бомб КАБ-500Кр с телевизионно-корреляционными головками самонаведения, 6 корректируемых бомб КАБ-500Л с полуактивными лазерными головками самонаведения,

3 ракеты средней дальности Х-59М или 3 корректируемые бомбы КАБ-1500ТК с телевизионно-командной системой наведения, 6 противокорабельных ракет Х-31А или Х-35 с активными радиолокационными головками самонаведения, 6 противорадиолокационных ракет Х-31П с пассивными радиолокационными головками самонаведения и др. На модификации Су-32ФН дополнительно предполагается обеспечить применение тяжелых противокорабельных ракет ASM-MSS и ASM-MS.

Максимальная масса неуправляемого вооружения класса "воздух-поверхность" самолета Су-34 составляет 8000 кг. В его состав могут входить 3 бомбы ФАБ-1500, 16 бомб ФАБ-500, 36 бомб ФАБ-250, 48 бомб ОФАБ-100-120, 8 контейнеров КМГУ, 120 неуправляемых ракет С-8 (в 6 блоках Б-8М1), 30 ракет С-13 (в 6 блоках Б-13Л), 6 ракет С-25 (в пусковых устройствах О-25).

СТРЕЛКОВО-ПУШЕЧНОЕ ВООРУЖЕНИЕ Пушка ГШ-301 разработана под патрон калибра 30 мм типа АО-18. Максимальный темп стрельбы пушки составляет 1500-1800 выстрелов в минуту, начальная скорость снаряда - 860 м/с, сила отдачи - 6000-7500 кгс. Питание пушки - ленточное, двухсторонне, звеньевое. Патроны АО-18 могут комплектоваться осколочно-фугасно-зажигательными (ОФЗ), и бронебойно-трассирующими (БТ) снарядами, предназначенными для поражения легкоуязвимых и легкобронированных наземных, надводных и воздушных целей. Масса патрона со снарядами ОФЗ и БТ - соответственно 836 и 860 г, масса снаряда ОФЗ - 384 г, снаряда БТ - 394 г. Толщина пробиваемой снарядом БТ брони - 40 мм.

Управление стрельбой - электрическое, дистанционное. Стрельба может производится непрерывно, до израсходования всего боекомплекта (время стрельбы 6 с) и очередями. Длина очереди определяется временем нажатия на боевую кнопку. Эффективная дальность стрельбы из пушки по воздушным целям составляет 800-200 м, по наземным целям -1800-1200 м. Автоматика пушки действует по принципу использования энергии отдачи при откате ствола. Внутренняя водяная система охлаждения пушки и наружный обдув обеспечивают ее высокий ресурс. Живучесть орудия 2000 выстрелов. Масса пушки 46 кг, длина 1978 мм, ширина 156 мм, высота 185 мм.

УПРАВЛЯЕМОЕ РАКЕТНОЕ ВООРУЖЕНИЕ КЛАССА "ВОЗДУХ-ВОЗДУХ"

Ракеты Р-27Р (ЭР) и Р-27Т (ЭТ) предназначены для перехвата и уничтожения самолетов и вертолетов всех типов, беспилотных летательных аппаратов и крылатых ракет в воздушном бою на средних дистанциях, днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, с любых направлений, на фоне земли и моря, при активном информационном, огневом и маневренном противодействии противника. Ракеты выполнены по схеме "утка" с рулями большой площади и дестабилизаторами. В систему управления ракет входят инерциальная навигационная система с радиокоррекцией и головка самонаведения (ГСН): полуактивная радиолокационная (ПАРГС) - у ракет Р-27Р (ЭР) и тепловая (ТГС) - у ракет Р-27Т (ЭТ). Ракеты могут атаковать цель, совершающую полет в диапазоне высот от 20 м до 27 км со скоростью до 3500 км/ч при любом ее начальном положении в поле углов целеуказания ╠50╟ (для ракет с ПАРГС) и ╠55╟ (для ракет с ТГС). Перегрузка носителя в момент пуска может достигать 5 единиц. Максимальное превышение (принижение) цели относительно носителя может достигать 10 км.

Ракеты Р-27ЭР и Р-27ЭТ являются модификациями ракет Р-27Р и Р-27Т, отличающимися применением двигательной установки повышенной энерговооруженности, обеспечивающей большую дальность пуска. Совместное применение в боекомплекте истребителя ракет Р-27 с различными головками самонаведения повышает помехозащищенность и эффективность системы вооружения самолета. Подвеска ракет Р-27Р (ЭР) и Р-27Т (ЭТ) производится на авиационные пусковые устройства АПУ-470 (на внутренних подкрыльевых точках подвески) и авиационные катапультные устройства АКУ-470 (на точки подвески под воздухозаборниками и центропланом).

Ракета Р-73 с тепловой головкой самонаведения предназначена для перехвата и уничтожения в ближних воздушных боях высокоманевренных пилотируемых и беспилотных средств воздушного нападения и разведки противника днем и ночью, с любых направлений, в переднюю и заднюю полусферы цели, па фоне земли и при активном радиоэлектронном противодействии противника. Ракета выполнена по схеме "утка" с дестабилизаторами в головной части корпуса и аэрогазодинамическим управлением. Отличительная особенность конструкции - наличие газодинамического устройства, позволяющего управлять вектором тяги двигательной установки. Оно придает ракете высокую маневренность, обеспечивающую поражение целей, маневрирующих с перегрузкой до 12 единиц.

Благодаря наличию высокочувствительной охлаждаемой тепловой головки самонаведения, Р-73 -одна из первых в мире всеракурсных ракет малой дальности, способных поражать цели не только на догонных, но и на встречно-пересекающихся курсах. Ракета атакует цель, совершающую полет в диапазоне высот от 20 м до 20 км со скоростью до 2500 км/ч, при любом ее начальном положении, в диапазоне углов целеуказания ╠45╟ при угловых скоростях линии визирования до 60 град./с. Целеуказание головке самонаведения ракеты Р-73 может выдаваться натлемной системой целеуказания летчика. Подвеска ракет Р-73 производится на авиационные пусковые устройства АПУ-73, устанавливаемые на внешние подкрыльевые точки подвески.

Ракета РВВ-АЕ предназначена для поражения истребителей, штурмовиков, бомбардировщиков, самолетов и вертолетов военно-транспортной авиации противника в воздушных боях на средних дистанциях днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, с любых направлений, на фоне земли и моря, при активном информационном и маневренном противодействии противника.

Ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме с решетчатыми рулями. Система управления ракеты включает иперциальную навигационную систему с радиокоррекцией и активную радиолокационную головку самонаведения, обеспечивающую многоканальность наведения и позволяющую производить траекторный захват целей и перенацеливание ракеты в полете с одной цели на другую. Применение па ракете активной радиолокационной головки самонаведения повышает автономность носителя и позволяет эффективно реализовать принцип "пустил - забыл". Ракета РВВ-АЕ перехватывает цели, совершающие полет со скоростями до 3600 км/ч в диапазоне высот от 20 м до 25 км с превышением (принижением) целей относительно носителя до 10 км, и не накладывает ограничений на перегрузку носителя в момент пуска. Подвеска ракет РВВ-АЕ производится на авиационные катапультные устройства АКУ-170, устанавливаемые на любую из подкрыльевых точек подвески.

Ракета Х-25МЛ предназначена /для поражения малоразмерных подвижных и неподвижных наземных (надводных) целей: РЛС и пусковых установок зенитно-ракетных комплексов, самолетов на открытых стоянках и в легких укрытиях, легких мостов и переправ, малотоннажных судов, железнодорожных эшелонов и т.д.

Ракета выполнена по аэродинамической схеме "утка" и имеет полуактивную лазерную систему самонаведения. Наведение на цель проводится по методу пропорционального сближения. Параметром управления является угловая скорость линии визирования цели. Ее сигнал формируется на выходе следящего лазерного координатора цели, имеющего угол поля зрения 2╟, максимальный угол пеленга цели - 30╟. Подвеска ракеты на самолете осуществляется с помощью авиационного пускового устройства типа АПУ-68.

Ракета Х-29Т предназначена для поражения прочных визуально щадимых наземных и надводных целей - железобетонных укрытий, стационарных железнодорожных и шоссейных мостов, промышленных сооружений, складов, бетонированных ВПП. кораблей и десантных средств. Ракета выполнена по аэродинамической схеме "утка" и унифицирована по конструкции с ракетой Х-29Л.

Ракета имеет пассивную телевизионную систему самонаведения. Измерение углов пеленга цели и угловой скорости линии визирования производится с помощью пассивной телевизионной головки самонаведения, угол поля зрения которой в режиме поиска составляет 12x16╟, в режиме автосопровождения -2.1x2.8╟. Максимальная угловая скорость линии визирования - 10╟/с. Система управления в вертикальной плоскости работает в двух режимах: автономном и самонаведения. Автономное управление осуществляется на начальном этапе полета ракеты, самонаведение -на последнем. После отделения ракеты от самолета-носителя через 0.8 с автономное управление обеспечивает полет ракеты с постоянным углом тангажа. При достижении равенства текущего и заданного углов пеленга система управления проводит программный разворот ракеты на цель. После этого управление - ракетой переходит на пассивное телевизионное самонаведение по методу пропорционального сближения. Подвеска ракеты на самолете осуществляется с помощью авиационного катапультного устройства типа АКУ-58.

Ракета Х-29Л предназначена для поражения в простых метеоусловиях прочных наземных целей -укрытий самолетов, бетонированных ВПП, стационарных железнодорожных и шоссейных мостов, промышленных сооружений и складов.

Ракета выполнена по аэродинамической схеме "утка" и унифицирована по конструкции с ракетой Х-29Т. Имеет полуактивную лазерную систему самонаведения. Наведение на цель проводится по методу пропорционального сближения. Параметром управления является угловая скорость линии визирования цели, которая измеряется головкой самонаведения. Система управления ракетой в вертикальной плоскости обеспечивает ее наведение на цель в три этапа: на 1 -м этапе осуществляется движение по логарифмической траектории (автономное наведение), на 2-м этапе происходит разворот ракеты на цель, на 3-м этапе ракета переходит па самонаведение. Это позволяет увеличить угол подхода ракеты к цели при пусках с малых высот. Система управления также стабилизирует ракету по курсу, крену и тангажу. Подвеска ракеты на самолете осуществляется с помощью авиационного катапультного устройства типа AKУ-58.

Ракета С-25ЛД предназначена для поражения преимущественно прочных наземных, а также надводных целей в простых метеоусловиях. Выполнена по аэродинамической схеме "утка".

Ракета имеет модульную конструкцию и состоит из неуправляемой ракеты С-25-ОФМ и блока управления. В блок управления входят: полуактивная лазерная головка самонаведения, блок электроники, датчик угла крена и система элсктропневмопитания. Наведение ракеты осуществляется по методу пропорционального сближения. Параметром управления является угловая скорость линии визирования цели, которая измеряется головкой самонаведения. Блок управления стабилизирует ракету по тангажу и курсу. Ракета подвешивается на самолете в одноразовом пусковом устройстве O-25.

Ракета Х-31А предназначена для поражения боевых надводных кораблей - быстроходных ракетных катеров, сторожевых кораблей, эсминцев и т.п., а также транспортных судов.

Выполнена по нормальной аэродинамической схеме с Х-образным расположением крыла и рулей и унифицирована по конструкции с противорадиолокационной ракетой Х-31П. На корпусе, в плоскости несущих поверхностей, расположены четыре боковых круглых сверхзвуковых воздухозаборника ракетно-прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Система наведения ракеты комбинированная, включает инерциальную систему управления и активную радиолокационную головку самонаведения.

После старта ракета, в соответствии с выбранными законами управления, совершает автономный полет в район поиска цели радиолокационной ГСП. Расчетная точка се выхода в зону захвата цели ГСП находится на расстоянии 7.5 км от цели на высоте 100 м. После захвата цели на автосопровождение ракета совершает "подскок", исключающий возможность ее приводнения при подлете к цели с предельно малыми углами. Поражение цели происходит за счет подрыва боевой части ракеты после проникновения ее внутрь корабля при прямом попадании или за счет осколочно-фугасного действия при пролете ракеты над целью. Подвеска ракеты на самолете осуществляется с помощью авиационного катапультного устройства типа АКУ-58.

Ракета Х-31П предназначена для поражения РЛС обнаружения и наведения зенитно-ракетных комплексов ("Хок", "Патриот" и т.д.), а также других радиоизлучающих объектов в соответствии с частотным литером головки самонаведения ракеты.

Выполнена по нормальной аэродинамической схеме с Х-образным расположением крыла и рулей и унифицирована по конструкции с противокорабельной ракетой Х-31А. Система наведения ракеты комбинированная, включает инерциальную систему управления и пассивную радиолокационную головку самонаведения. Подвеска ракеты на самолете осуществляется с помощью авиационного катапультного устройства типа АКУ-58.

Ракета Х-59М предназначена для действий по важным наземным и надводным объектам, координаты которых определяются до пуска ракеты.

Выполнена по аэродинамической схеме "бесхвостка" с Х-образиым крылом и дестабилизатором изменяемой геометрии. Двигательная установка ракеты -комбинированная, состоит из стартового порохового ракетного двигателя и маршевого турбореактивного двигателя. Система наведения ракеты - телевизионно-командная. Подвеска ракеты на самолете осуществляется с помощью авиационного катапультного устройства типа АКУ-58.

КОРРЕКТИРУЕМОЕ БОМБАРДИРОВОЧНОЕ ВООРУЖЕНИЕ

Корректируемая авиационная бомба КАБ-500Кр калибра 500 кг предназначена для поражения широкой номенклатуры наземных и надводных стационарных целей, в том числе прочных и слабоконтрастных (замаскированных, положение которых известно относительно окружающих ориентиров на местности), с реализацией принципа "сбросил - забыл". Система наведения бомбы на цель - телевизионно-корреляционная. КАБ-500Кр может применяться одиночно и залпом с горизонтального полета, пикирования или кабрирования в дневных условиях (по освещенным целям - и ночью), в том числе по нескольким разнесенным целям в одной атаке.

Бомба состоит из корпуса, телевизионной головки самонаведения, устройства электрического взведения взрывателя, блока системы управления, боевой части, турбогенераторного источника энергоснабжения, взрывателя, рулевого привода, блока бортовой автоматики. Телевизионная гиростабилизированная головка самонаведения с корреляционным алгоритмом обработки информации о цели включает оптико-электронную часть, установленную на трехстепенной гиростабилизированной платформе, и электронный блок обработки информации, расположенные в едином корпусе Передняя часть головки закрыта сферическим прозрачным обтекателем. Головка обеспечивает наведение бомбы на цель при освещенности на местности 50-100000 лк и контрасте ориентиров 0.2. Дальность захвата цели типа "самолет па стоянке" при метеорологической видимости 10 км составляет 15-17 км. Подвеска бомбы па самолете осуществляется с помощью универсального балочного держателя серии БДЗ-У.

Корректируемая авиационная бомба КАБ-500Л калибра 500 кг предназначена для поражения наземных и надводных стационарных и мобильных целей - военно-промышленных сооружений, самолетов на стоянках, железобетонных укрытий самолетов, мостов, кораблей. ВПП. складов, баз и т.п. Система наведения бомбы на цель - полуактивная лазерная. КАБ-500Л может применяться одиночно и залпом с горизонтального полета, пикирования или кабрирования, днем и ночью при подсвете цели с самолета-носителя, другого самолета или наземным подсветчиком.

КАБ-500Л состоит из корпуса, лазерной флюгерной головки самонаведения, устройства электрического взведения взрывателя, блока системы управления, боевой части, турбогенераторного источника энергопитания, взрывателя, рулевого привода, блока рулевой автоматики. В лазерную полуактивную флюгерную головку самонаведения входят координатор цели, закрепленный на карданном подвесе на корпусе головки, и электронно-вычислительное устройство, расположенное в конической части корпуса. Дальность захвата цели - 5-7 км при метеорологической дальности видимости 10 км. Блок системы управления включает автопилот и четыре рулевых привода, работающих на горячем газе, вырабатываемом турбогенераторным источником питания. Он стабилизирует бомбу по крену, тангажу и курсу и осуществляет управление по сигналам головки самонаведения. Подвеска бомбы на самолете осуществляется с помощью универсального балочного держателя серии БДЗ-У.

Корректируемые авиационные божбы КАБ-1500 калибра 1500 кг предназначены для поражения наземных и надводных стационарных целей, в том числе особо прочных и заглубленных в землю объектов - фортификационных сооружений, командных пунктов, входов в туннели, ВПП, мостов, плотин и т.п. В зависимости от модификации бомбы оснащаются одной из двух систем наведения - полуактивной лазерной (КАБ-1500Л) или телевизионно-командной (КЛБ-1500ТК). Боевая часть бомбы - фугасная или проникающая. Подвеска бомбы на самолете осуществляется с помощью универсального балочного держателя серии БД4.

Фугасные авиабомбы ФАБ-1500М54 (калибр 1500 кг), ФАБ-500М54, ФАБ-500М62, ФАБ-500ШН (калибр 500 кг), ФАБ-250М54, ФАБ-250М62 (калибр 250 кг) предназначены для поражения наземных целей продуктами взрыва, ударной волной, а также собственной кинетической энергией.

Авиабомбы подвешиваются па самолете на универсальных балочных держателях серии БДЗ-У (по одной бомбе калибра до 500 кг на каждом держателе), серии БД4 (по одной бомбе калибра 1500 кг) или многозамковых балочных держателях серии МБДЗ-У (по две бомбы калибра 500 кг и до 4 бомб калибра 250 и 100 кг).

Осколочно-фугасные авиабомбы ОФАБ-250-270 (калибр 250 кг) и ОФАБ100-120 (калибр 100 кг) предназначены для поражения боевой техники, живой силы, оборудования промышленных предприятий и других объектов осколками корпуса и фугасным действием.

Авиабомбы подвешиваются на самолете на универсальных балочных держателях серии БДЗ-У (по одной бомбе калибра 100 или 250 кг на каждом держателе) или многозамковых балочных держателях серии МБДЗ-У (по 2-4 бомбы калибра 250 или 100 кг).

Зажигательные баки ЗБ-500ШМ, ЗБ-500АСМ иЗБ-500ГД калибра 500 кг предназначены для поражения промышленных предприятий, складов, железнодорожных станций с подвижным составом, городских и сельских строений, а также жи:юй силы огнем специального воспламеняющегося сосгава. Зажигательные баки подвешиваются по одному на универсальных балочных держателях серии БДЗ-У.

Контейнер малогабаритных грузов КМГУ (КМГУ-2) предназначены для боевого применения авиабомб малых калибров, не имеющих подвесных ушков, и мин. Бомбы и мины укладываются в контейнер в специальных блоках - БКФ (блоках контейнерных для фронтовой авиации). КМГУ состоит из корпуса цилиндрической формы с передним и задним обтекателями и содержит 8 блоков БКФ с авиабомбами или минами, устанавливаемых в отсеки. Отсеки закрываются створками, управляемыми пневмосистемой. Электросистема КМГУ обеспечивает тактический сброс боеприпасов поблочно, серией, с интервалами между блоками 0.05, 0.2, 1.0 и 1.5 с. На самолетах семейства Су-27 блоки БКФ обычно снаряжаются 12 осколочными авиабомбами АО-2.5РТ калибра 2.5 кг или 12 противотанковыми минами ПТМ-1 массой 1.6 кг или 156 фугасными минами ПФМ-1С массой 80 г. Контейнеры КМГУ (КМГУ-2) подвешиваются по одному на универсальные балочные держатели типа БДЗ-У.

НЕУПРАВЛЯЕМОЕ РАКЕТНОЕ ВООРУЖЕНИЕ

Неуправляемые авиационные ракеты предназначены для поражения одиночных малоразмерных наземных целей (прочных, бронированных или легкоуязвимых) и живой силы противника, а также воздушных целей. Целевое назначение НАР определяется видом поражающего действия их боевых частей (БЧ).

Неуправляемые авиационные ракеты С-8 калибра 80 мм снаряжаются боевыми частями кумулятивно-осколочного (С-8А, С-8М, С-8КО, С-8КОМ, С-8Т), фугасно-проникающего (С-8Б, С-8БМ), осколочно-фугасного (С-8-ОФ) или объемно-детонирующего (С-8Д, С-8ДМ) действия, а также стреловидными поражающими элементами (С-8АС, С-8АСМ), ракеты С-13 калибра 122 мм - боевыми частями фугасно-проникающего (С-13, С-13Т), фугасного (С-13Д) или осколочно-фугасного (С-13-ОФ) действия.

Тяжелые неуправляемые ракеты С-25 калибра 266 мм имеют надкалиберные боевые части осколочного (С-25-О) или осколочно-фугасного (С-25-ОФ, С-25-ОФМ) действия диаметром 420 и 340 мм соответственно.

Неуправляемые авиационные ракеты С-8 применяются из 20-ствольных блоков Б-8М1, ракеты С-13 - из 5-ствольных блоков Б-13Л, ракеты С-25 - из одноразовых пусковых устройств ПУ-О-25. Блоки и пусковые устройства НАР подвешиваются на стандартные балочные держатели, устанавливаемые на подкрыльевые точки подвески самолета.