Авиация и космонавтика 1994 03

Хвостовая часть крыла сварная и клепаная. В корневой части установлен кронштейн навески закрылка и крепления качалки управления закрылками.

Каждая консоль крыла имеет четыре узла крепления двух пилонов спецподвесок. По узлам крепления спецподвесок установлены накладки из материала 30ХГСНА. Для защиты пилонов от попадания влаги на носке крыла установлены защитные козырьки. На верхней обшивке правой и левой консоли установлено по одному аэродинамическому гребню клепаной и сварной конструкции из материала Д19, а в зоне спецподвесок – по одному обтекателю. В хвостовой части консоли расположены средний узел навески элерона из материала 30ХГСНА, концевой узел навески элерона из материала АКЧ-1. В хвостовой части нервюры № 22 расположены узлы крепления элерона и закрылка. Законцовка консоли клепаной и сварной конструкции, на ней установлена балансировочная штанга и обтекатель антенны. На законцовке каждой консоли крыла в хвостовой ее части находится электрический разрядник.

На самолет устанавливается крыло двух вариантов: с отъемной законцовкой, которая крепится к плоскости крыла в четырех точках, и с неотъемной законцовкой.

Зализ крыла клепаной конструкции выполнен из обшивок и набора профилей из материала Д19. Зализ съемный, крепится на болтах с самоконтрящимися гайками.

Внутреннее пространство каждой консоли крыла герметичными перегородками разделено на два отсека, образующие передний и задний топливные баки-отсеки. Передние баки-отсеки занимают часть крыла, которая ограничена передним стрингером и передним лонжероном, нервюрой № 1 и нервюрой № 30. Задние топливные баки-отсеки расположены вдоль размаха крыла, ограничены передним и задним лонжеронами, бортовой и нервюрой № 33.

Герметичность обоих баков-отсеков обеспечена сваркой.

Стыковка крыла с фюзеляжем осуществляется в пяти точках.

На каждой консоли крыла элерон состоит из двух секций: концевой и корневой. Основной материал элерона – дюралюминий Д19. Элерон клепаной конструкции с применением сотовых блоков. В носовой части элерона расположен противофлаттерный груз. Угол отклонения элерона 25° (на взлете и посадке).

Закрылок клепано-сотовой конструкции. Он подвешивается к крылу в двух точках. Угол отклонения закрылка на взлете и посадке 25°. На самолетах первых серий до № 840СЧ09 (перехватчики) и № 020CJI04 (разведчики) устанавливалась система сдува пограничного слоя (СПС) и закрылок отклонялся при посадке на 47°.

Оперение. Вертикальное оперение самолета МиГ-25 двухкилевое. Кили трехлонжеронной конструкции из стали марки ВНС-5 и сплава АК-4. Панели обшивки из дюралюминия Д19А-Т. Высота каждого киля 3,05 м, длина 4,67 м. Угол стреловидности по передней кромке 54°. Кили устанавливаются с развалом под углом 8° к плоскости симметрии и отличаются друг от друга передними частями и верхними законцовками. Каждый киль крепится к фюзеляжу в четырех точках по шпангоутам № 11А, 12, 13 и 14.

Рули поворота клепаной конструкции, навешены на кили в трех точках. В нижней точке навески имеется рычаг, к которому подсоединяется тяга управления рулем. Рули отклоняются на угол ±25°.

Горизонтальное оперение свободнонесущее. Стабилизатор цельноповоротный. В 1973 г. ось вращения плоскостей перенесли вперед примерно на 140 мм для устранения явления перекомпенсации на режиме «ножницы».

Стабилизатор состоит из двух половин – левой и правой. Угол стреловидности по передней кромке 50°22'. Каждая половина стабилизатора крепится на балке в хвостовой части фюзеляжа в двух точках. Размах горизонтального оперения 8,8 м.

Ось вращения стабилизатора расположена на 33% средней аэродинамической хорды. Каждая половина стабилизатора имеет в задней части отогнутый на 2° хвостовой «нож». Угол отклонения стабилизатора при взлете и посадке от -32° до +13°, при максимальной скорости от -12,5° до +5°.

В хвостовой части самолета кроме оперения симметрично установлены два аэродинамических гребня клепаной конструкции. Гребни состоят из двух частей, соединенных с помощью болтов и гаек. Передняя часть гребня откидывается на петле, приклепанной к фюзеляжу. Задняя часть крепится к фюзеляжу двумя болтами и приклепывается к профилям заклепками. Низ передней части гребня съемный, выполнен из радиопрозрачного материала. В левом подфюзеляжном гребне расположен механизм выпуска тормозного парашюта (штанга – датчик момента касания земли).

Шасси. Шасси трехопорное, убирающееся в полете. Передняя стойка рычажного типа со спаренными управляемыми колесами. Главные стойки рычажного типа с консольным креплением одного колеса. После взлета стойки шасси убираются в отсеки фюзеляжа, поворачиваясь вперед в направлении полета. На каждой главной стойке шасси установлено по одному колесу КТ-111-2А или КТ-111А (колеса взаимозаменяемы) с размером шины 1300 ж 360, на передней стойке установлены два спаренных колеса КТ-112/2 или КТ-112А с размером шин 700 х 200.

Все колеса оборудованы инерционными датчиками автоматического растормаживания колес при появлении юза. На передней стойке установлен механизм разворота колес с двухступенчатым приводом – для поворота колес на малые и большие углы.

Уборка и выпуск всех стоек шасси производятся от общей гидросистемы, их выпуск может производиться от аварийной воздушной системы.

В выпущенном положении все три стойки удерживаются механическими замками выпущенного положения, передняя, кроме того, гидрозамком, запирающим гидросмесь в цилиндре. В убранном положении все стойки удерживаются механическими замками убранного положения. В полете ниши, в которых размещаются стойки шасси, закрываются щитками.

Силовая установка. На самолетах МиГ-25 ранних выпусков устанавливались два турбореактивных двигателя Р15Б-300 (изделие «15Б»), позднее двигатели Р15БД-300, отличающиеся конструкцией коробки приводов. Двигатели одновальные, с осевым компрессором, индивидуальными камерами сгорания в общем корпусе, одноступенчатой турбиной, форсажной камерой сгорания и двухстворчатым трехпозиционным эжекторным соплом. Максимальная тяга каждого двигателя 11 200 кг.

Двигатели установлены в отсеках фюзеляжа за шпангоутом № 9. Отсеки разделены между собой герметичной продольной перегородкой. Для улучшения эксплуатации двигатели развернуты относительно продольных осей на 13° так, что коробки агрегатов, расположенные в их нижней части, разведены во внешние стороны.

Реактивные сопла установлены на двигателях в вертикальной плоскости под углом 2°30’ вверх и в горизонтальной плоскости в сторону оси симметрии самолета под углом 1°46’. Такая установка сопл вызвана аэродинамическими расчетами.

Для уменьшения миделя хвостовой части фюзеляжа реактивные сопла сближены настолько, что расстояние между их центрами меньше диаметра сопла. В связи с этим у каждого сопла снято по три сегмента внешних створок, а чтобы сохранить контуры створок замкнутыми, между ними установлен нерегулируемый элемент – стекатель, на который и замыкаются внешние створки сопл двигателей.