1. Prezentare generala

Evolutia avioanelor de luptă din ultimii 20 de ani a însemnat un salt tehnologic fantastic, în special în domeniul avionicii și al armamentului de bord (sisteme de pilotaj și navigație, de achiziție a șintelor, cu o precizie de lovire crucial, mijloace de supravietuire în mediu ostil etc) inclusiv și în construcția celulei sau a motoarelor. Totuși, dobândirea acestor noi abilități incarcă foarte mult bugetele de apărare ale țărilor care doresc să dispuna de astfel de arme redutabile. Din acest motiv, multe țări au în vedere aducerea la standardele actuale a aparatelor care înca sunt competitive, prin programe speciale de modernizare.

MiG-21 a fost proiectat ca un avion de interceptare de front, destinat să execute misiuni în condiţii meteorologice normale şi a zburat pentru prima dată în anul 1957. Avionul a intrat în producţie de serie în anul 1958, find echipat cu un motor cu reacţie Tumanski R-11, atingând forma finală un an mai târziu sub denumirea MiG-21F. Astfel s-a deschis drumul versiunilor ulterioare, primul fiind MiG-21PF, lansat în producţie în anul 1960, cu un motor îmbunătăţit R-11F şi un dispozitiv de admisie a aerului în motor mărit, pentru a permite instalarea radarului de interceptare R-1L.

Au urmat MiG-21PFS şi MiG-21PFM, care includea toate îmbunătăţirile versiunilor precedente.  Variantele ulterioare au vizat mărirea tracţiunii motorului, îmbunătăţirea armamentului şi extinderea razei de acţiune, cele mai cunoscute variante fiind MiG-21 MF şi MiG-21 Bis. Fortele Aeriene Romane au primit in dotare primele MiG-uri 21 in anul 1962. Dotarea s-a facut etapizat si a durat in jur de 10 ani. In anul 1992 la Aerostar Bacau a inceput programul de modernizare al avionului MiG-21.

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

În cadrul acţiunilor de luptă, cu avionul MiG-21 MF/MF-75 se pot nimici cu succes ţinte aeriene manevriere şi nemanevriere (avioane de bombardament, de vânătoare-bombardament, rachetele cu aripi şi baloane aeriene automate), ce evoluează cu viteze de zbor de maxim 2300 – 2400 km/h la înălţimi de maxim 19000 – 20000 metri. Dirijarea de la sol a avionului asupra ţintelor aeriene se realizează cu ajutorul aparaturii de dirijare instrumentală, cu transmiterea comenzilor prin linia radiotelemecanică („Lazur”) sau prin radio, în regim de fonie.

Posibilităţile de manevră ale avionului de vânătoare MiG-21 MF/MF-75 permit pilotului să execute o luptă aerienă manevrieră ofensivă cu avioanele tactice ale inamicului, în toată gama înălţimilor de întrebuinţare în luptă a acestor avioane şi într-o plajă largă de viteze şi suprasarcini, şi să obţină superioritate tactică.

Primul zbor al unui avion MiG-21 modernizat a fost efectuat in anul 1995. Avioanele modernizate au primit denumirea de MiG-21 LanceR iar modernizarea a survenit pentru a asigura interoperabilitatea cu NATO şi pentru a mări capacitatea acestora de a executa misiuni la cerinţele luptei aeriene moderne. În prezent sunt în serviciu doar avioane modernizate MiG-21 Lancer A (pentru misiuni aer-sol), Lancer B (versiune de instruire) şi Lancer C (optimizate pentru misiuni aer-aer).

Varianta LanceR C, destinată misiunilor de interceptare şi luptă aer-aer, dispune de avionică modernă ce permite creşterea preciziei de angajare a ţintelor aeriene, precum şi de un radar modern cu distanţă mult mai mare de descoperire a ţintelor şi de încadrare a lor faţă de varianta de pe MiG-21 clasic, în timp ce posibilitatea acroşării de armament de producţie est, dar şi vest, ducând la creşterea probabilităţii de lovire a ţintelor aeriene.

Scopul programului de modernizare „Doru Davidovici” (DD) l-a reprezentat integrarea pe avionul MiG-21 a unui sistem modern de avionică, navigaţie şi management al armamentului de la bord, sistem intenţionat să ducă lacreşterea performantelor de navigaţie, ziua şi noaptea, în orice condiţii meteo, diversificarea armamentului dirijat prin integrarea de muniţie inteligentă, creşterea preciziei de lovire a ţintelor terestre, ziua şi noaptea, în orice condiţii meteo, creşterea siguranţei şi fiabilităţii în funcţionare, creşterea gradului de supravieţuire în câmpul tactic ostil şi prevenirea tirurilor fratricide, precum şi la dezvoltarea capabilităţilor de cercetare a câmpului tactic în spectrul vizibil şi invizibil, atât ziua, cât şi noaptea, în orice condiţii meteo. 

Modernizarea s-a realizat prin eliminarea unor echipamente anacronice, depăşite ca şi performanţe (radarul de bord RP-21/22, staţia radio RSIU-5V, sistemul de recunoaştere prin radiolocaţie SRZO-2, staţia de avertizare la iradierea cu fascicul de radiolocaţie SPO-10 Sirena-3M, etc.), înlocuirea acestora cu echipamente moderne, precum şi integrarea unor sisteme performante, inexistente pe variantele clasice.

2. Descriere tehnica

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

Fuselajul este de tip semimonococă, de construcţie clasică, integral metalică, având în compunere cadre, lonjeroane, lise şi înveliş de grosime diferită (între 1,2–3,5 milimetri). Este împărţit în trei secţiuni (reductibile la numai două), şi anume fuselajul anterior, fuselajul central şi fuselajul posterior (demontabil), primele două secţiuni făcând corp comun.

Aripile sunt triunghiulare (delta), au un profil simetric foarte subţire, sunt poziţionate median, montate în lateralele fuselajului principal, având unghiul de săgeată la bordul de atac de 57° şi bordul de fugă orientat la 90° faţă de axa longitudinală a avionului, unghiul diedru de –2° şi unghiul de calare de 0°. Coarda maximă de la baza aripii este de 5,97 metri, iar la vârful aripii de 0,462 metri. Aripile găzduiesc câte două rezervoare integrate de combustibil fiecare (capacitatea totală a celor patru rezervoare este de 560 litri), butelii de aer din compunerea instalaţiei pneumatice şi butelii de oxigen, nişele jambelor principale şi hidraulică de escamotare a lor, flapsurile acţionate hidraulic şi având două poziţii de scoatere, bracându-se (în sensul fileurilor de aer) la decolare la unghiul de 25° şi la aterizare pe 45.

Ampenajul orizontal este de tip stabilizator comandat, poziţionat median la fuselajul posterior, montajul executându-se prin intermediul a patru bolţuri pe câte un ax de rotaţie ataşat cadrului C38 al fuselajului posterior, cele două axe aflându-se la un unghi de săgeată de 56°. Constructiv, stabilizatorul comandat este compus dintr-o grindă de rezistenţă, lise, nervuri şi înveliş rezistent. Inserţia de la bordul de fugă are rol de compensare. Este dotat cu o contragreutate antiflutter la extremităţi, în partea inferioară a structurii de susţinere a contragreutăţii fiind practicat un orificiu de scurgere a condensului, în timp ce în bordul de fugă al ei se găseşte montat un eclator pentru descărcare electrostatică.

Trenul de aterizare este de tip triciclu, escamotabil în zbor, dotat cu câte-o singură roată per jambă şi sistem pneumatic de frânare, retractabil hidraulic în fuselaj şi aripi, având un ecartament de 2,790 metri şi un ampatament de 4,710 metri. Presiunea în sistemul de frânare este de 19,4 kgf/cm2, toate cele trei jambe înglobând în construcţie amortizoare oleopneumatice pe bază de azot pentru absorbţia şocurilor aterizării şi rulajului la sol, amortizoare ce utilizează lichid hidraulic AMG-10. Toate cele trei roţi sunt prevăzute cu un sistem de defrânare automată pentru preîntâmpinarea patinării. Poziţiile celor trei jambe sunt comunicate echipajului prin intermediul unor indicatoare luminoase dispuse pe tabloul de bord, în zona levierului de comandă a trenului de aterizare.

Sistemul de comenzi al avionului MiG-21 MF/MF-75 este unul hidraulic clasic (tije şi balansiere), compus din comanda stabilizatorului, a eleroanelor, a direcţiei şi a frânelor aerodinamice. Controlul zborului în jurul axei transversale (axa de tangaj) este realizat prin intermediul slabilizatorului integral mobil (stabilizator comandat), bracat la tragerea, respectiv împingerea, manşei de către pilot, fiind acţionat prin intermediul unui sistem de tije şi balansiere rigide şi al unui amplificator hidraulic cu două camere tip BU-51MS. În lanţul de comandă al stabilizatoarelor comandate se află cuplat un dispozitiv automat de tipul ARU-3V, sistem ce reglează automat efortul la manşă şi permite ca pilotarea avionului să aibă acelaşi caracter la regimuri de zbor diferite, în timp ce acţionarea trimerului se realizează prin apăsarea unui comutator de comandă cu două poziţii de pe manşă. Controlul zborului în jurul axei longitudinal este realizat prin intermediul celor două eleroane cu compensare axială, dispuse în structura aripilor, către capetele lor.

Sistemul de combustibil al avionului MiG-21 MF/MF-75 este alcătuit din şase rezervoare integrate în fuselaj (cinci elastice şi unul metalic – nr. 7) şi patru rezervoare integrate în aripi, totalizând 2800 litri (consumabili 2750) de petrol de aviaţie tip T-1 (GOST 4138-49) sau TS-1 (GOST 7149-54), plus un rezervor suplimentar de combustibil tip PTB-490 (capacitate 490

litri) sau PTB-800 (capacitate 800 litri) acroşat pe pilonul ventral sau două PTB-490 pe pilonii exteriori, trei pompe electrice (montate în rezervoarele nr. 2, 3 şi 4), o canalizaţie de drenaj şi una de presiune (utilizează aer captat de la compresor), o canalizaţie de comandă (asigură consumul fără afectarea centrajului avionului) şi un sistem de control al cantităţii şi al consumului de combustibil.

Instalația hidraulică este compusă din două reţele independente, dotate fiecare cu câte-o pompă hidraulică tip NP-34-1T.

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

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

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

Instalaţia pneumatică principală comandă frânele roţilor trenului de aterizare, robinetul de combustibil, deschiderea, etanşeizarea, largarea cupolei şi deschiderea lacătului de reţinere temporară a cupolei la largare, deschiderea trapelor paraşutei de frânare şi largarea ei, sistemul antigivraj al cupolei cabinei, supapele pneumatice de răcire a compartimentelor etanşe din partea anterioară a fuselajului. Aerul comprimat este stocat într-o butelie cilindrică de 4,4 litri, două butelii sferice de 2 litri fiecare şi două butelii de 2,2 litri fiecare 

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

principale ale trenului de aterizare. Instalaţia pneumatică de intervenţie este alimentată de către

două butelii sferice cu o capacitate de 1,3 litri fiecare.

3. Instalația de fortă

Instalaţia de forţă a avionului MiG-21 MF/MF-75 este reprezentată de motorul turboreactor, de tip Tumanskii R-13-300, având o tracţiune maximă de 6600 kgf (cu postcombustia cuplată), este montat în fuselajul posterior, fuselaj demontabil pentru a permite operaţiile de întreţinere şi, mai ales, schimbarea motorului, atunci când situaţia o impune.

Una din greutățile principale în realizarea unei instalații de forță modern, pentru avioanele de mare viteză, a fost construirea unui motor cu compresor, care să poată asigura o funcționare stabilă și economică a acestuia în toată gama de viteze supersonice.

Alegerea gradului de compresie al compresorului este impusă de două condiții: - obținerea unei bune economicități a motorului în regimul de croazieră; - tracțiune specifică mare în regim de viteze mari de zbor.

Instalația de forțaj de la bordul avionului MIG-21 este destinatș pentru crearea forței de tracțiune necesară zborului in toate condițiile de viteză și înălțime stabilite, atît ziua cît și noaptea. Instalația de forță cuprinde motorul și instalațiile aferente necesare pornirii, verificării și funcționării acestuia în limitele resursei stabilite pentru exploatare.

Principiul de funcționare al motorului se bazează pe schema unui singur contur (ca formă a curentului de aer) și cu flux direct/ Aerul care intră în motor este comprimat în treptele primului rotor al compresorului actionat de rotorul treptei a doua a turbinei. Aerul comprimat în compresor intră în flux continuu în camera de ardere și o parte a aerului (aerul primar) intră în tuburile de foc ale camerei de ardere în zona de ardere și participă la procesul de ardere al combustibilului injectat în acest scop. Cealaltă cantitate de aer (aerul secundar) pătrunde în zona

de amestec cu produsele arderii și participă la rpcirea pieselor și subansamblelor încălzite ale motorului, pînă la temperaturile admise.

Din camera de ardere, ca urmare a arderii combustibilului, amestecul de gaze rezultat, avînd o mare energie potentială, este dirijat în canalele convergente formate de paletele aparatului de dirijare la prima treapta a turbinei și datorită destinderii capătă în acest loc viteze mari de mișcare. Mai departe fluxul de gaze este dirijat spre paletele de lucru (de la rotor) ale primei trepte a turbinei unde are loc dilatarea în continuare a gazelor însotită de scăderea temperaturii. În acest caz energia potențiala a gazului se transformă parțial în lucru mecanic consumat pentru acționarea rotorului de înaltă presiune și a agregatelor motorului și avionului.

La treapta a doua a turbinei fluxul de gaze continuă să se dilate și să-și reducă temperatura și aici, energia potențială a gazelor se transformă parțial în lucru mecanic necesar acționării rotorului de joasă presiune. Fluxul de gaze continuă drumul prin difuzorul camereu de forțaj, tubul pulverizator și prin ajutajul reglabil iese in atmosferă.

În ajutajul de reactie, a cărei secțiune variază automat în functie de regimul de lucru al motorului, are loc transformarea energiei potentiale a gazelor în energie cinetică, care creează în ultimă instanță forța de tracțiune a motorului. Toate transformările ce au loc în motor, de la intrarea aerului în compresor și pînă la ieșirea amestecului de gaze în atmosferă, sînt concretizare prin variația parametrilor de bază al fluidului de lucru.

Construcția motorului

Motorul este de tip aer-reactor, cu ansamblul compresor-turbină biritor, cameră de ardere inelară cu tuburi de foc individuale, cu cameră de forțaj și cu ajutaj reactiv reglabil. Primul rotor al compresorului este cuplat mecanic de treapta a doua a turbinei, alcătuind rotorul de joasă presiune, iar al doilea rotor al compresorului este fixat tot mecanic cu prima treaptă a turbinei alcătuind rotorul de înaltă presiune. Între rorotul de joasă presiune și rotorul de înaltă presiune există legătura funcțională gazodinamică.

Motorul se compune din următoarele ansambluri și sisteme: (Fig.1)

- Compresorul motorului;- Camera de ardere;- Turbina de gaze;- Camera de forțaj și sistemul de reacție;- Cutia de transmitere a mișcprii la diferite agregate ale motorului și avionului;- Instalația principală de combustibil;- Instalația de combustibil pentru pornire;- Instalația electro-hidraulică pentru comanda motorului;- Instalația electrică de pornire;- Sistemul de comandă a regimurilor;- Sistemul de ungere;- Sistemul de alimentare cu oxigen pentru pornire la mare înalțime;- Sistemul de captare a aerului din motor.

Fig.1

Compresorul motorului

Compresorul motorului este axial, cu două rotoare și sase trepte și se compune din două părți principale: statorul și rotorul.

Statorul compresorului este alcătuit din urmatoarele subansamble: inelul de intrare, corpul anterior, corpul mijlociu, corpul treptei a patra și a cincea și corpul posterior. Inelul de intrare este destinat pentru a permite fixarea motorului la canalul de aspirație al avionului. Pe suprafața exterioară este prevăzut cu o serie de nervuri circulare pentru o mai bună rigidizare.

Corpul anterior servește pentru fixarea pe el a primei și celei de a doua trepte a aparatului director. Dintre paletele primei trepte cinci sînt mai îngroșate și goale în interior și sînt destinate pentru:

- Aducerea aerului de la treapta șase pentru încalzirea coifului compresorului și etanșare;

- Aerisirea lagărului anterior;- Trecerea uleiului de la lagăr după ce a efectuat ungerea;- Trecerea axului de transmisie care acționează transmițătorul indicatorului de ture,

pompa de ulei de la lagărul anterior și regulatorul centrifugal al rotorului de joasă presiune montat în pompa principală de combustibil;

- Introducerea uleiului la lagărul anterior.

Corpul rulmentului din fată este destinat ca lăcaș al rulmentului și al sistemului de transmisie în partea din fată a compresorului.

Rotorul de joasă presiune se compune din: axul rotorului, trei discuri de lucru, elemente de fixare și rulmenți de sprijin. Discurile rotorului sînt fixante prin presare pe ax. La capătul celălalt axul are prevăzute caneluri cu ajutorul cărora se fixează la axul treptei a doua a turbinei.

Rotorul de înaltă presiune se compune din: semiax,sicurile cu palete și lagărul mijlociu alcatuit din doi rulmenți. Semiaxul servește pentru fixarea pe umerii lui a discurilor și pentru transmiterea momentului de rotație. La partea anterioara a semiaxului sunt prevăzute caneluri pentru asamblarea acestuia cu axul primei trepte a turbinei.

Camera de ardere

Camera de ardere are rolul de a transforma energia chimică a combustibilului în energie calorică. Camera de ardere este de tip inelar, cu zece tuburi de foc infividuale. Este de construcție simplă, reprezentînd în același timp o greutate mică și se compune din: corpul camerei de ardere, tuburile de foc și inelul interior.

Capul camerei de ardere se compune la rândul lui din: flanșa anterioara, partea conică anterioară, o flansă specială, partea cilindrică și inelul posterior. Pe corpul camerei de ardere sunt prevăzute zece flanșe pentru fixarea injectoarelor principale de combustibil, două flanșe pentru fixarea blocurilor de pornire, două flanșe pentru fixarea racordurilor de evacuare a aerului din camera de descarcare a compresorului și o serie de flanse pentru fixarea conductelor de aerisire.

Tubul de foc se compune din: partea conică anterioară, melanjorul (turbiomotorul) deflector, partea cilindrica a tubului de foc cu mai multe secțiuni, partea posterioară, flanșa și racordurile de legătură.

Intelul interior este destinat pentru protejarea corpului rulmenților de actiunea temperaturilor ridicate si de a forma canalul de aer. Corpul rulmenților constituie elementul de forță din constructia motorului. Pe el se fixează rulmenții mijlocii și rulmentii din spate de la turbina.

Turbina

Turbina motorului este compusă din doua trepte fără legătură mecanică: aparatul de dirijare al treptei I, rotorul treptei I, aparatul de dirijare al treptei a II-a și rotorul treptei a II-a.

Aparatul de dirijare al treptei I serveste pentru transformarea energiei potentiale a gazelor în energie cinetică. Se compune din inelul esterior, 40 de palete goale în interior și inelul interior.

Rotorul treptei I are rolul de a transforma energia cinetică in energie mecanică de miscare a rotorului de inalta presiune și de acționare a agregatolor fixate pe cutia de agregate. Se compune din: 61 de palete de lucru, discul, axul, bucsa arborelui, corpul rulmentului.

Aparatul de dirijare al treptei aII-a are acelasi rol ca si aparatul de dirijare al treptei I. Se compune din: corp, 38 de palete fixe și inel interior. Paletele aparatului de dirijare nu mai sunt goale in interior, urmând ca răcirea turbine sa se realizeze diferit fața de treapta I.

Rotorul treptei a II-a are rolul de a pune în mișcare înregul ansamblu al rotorului de joasă presiune și o serie de agregate dispuse la partea anterioară a compresorului. Racirea

turbinei se realizează cu ajutorul aerului captat de la treapta a VI-a și treapta a III-a de la compresor. Aerul de la treapta VI trece prin orificiile din flanșa corpului camerei de ardere, pătrunde prin orificiile inelului exterior al primului aparat de dirijare al turbinei și trece la răcirea paletelor prin interiorul lor.

Camera de forțaj

Este destinata pentru mărirea suplimentară a tracțiunii motorului prin arderea suplimentară a combustibilului introdus în rampele de forțaj. Camera de forțaj se compune din: difuzorul camerei de forțaj și ajutajul ractiv reglabil.

Difuzorul camerei de forțaj se compune din: corpul difuzorului, conul interior, două colectoare de combustibil, carenaje și doua stabilizatoare de flăcari.

Ajutajul reactiv reglabil este alcatuit ăn scopul transformatii energiei potentiale a gazelor in energie cinetica în timpul funcționarii motorului la toate regimurile.

Cutia cu agregate a motorului este dispusă la partea inferioară a motorului pe camera de ardere și este destinată pentru fixarea și transmiterea mișcării la diferite agregate ale motorului și avionului. Pe cutia cu agregate sunt dispuse și primesc mișcare de la rotorul de înaltă presiune următoarele agregate:

- Pompa principală de combustibil;- Pompa de combustibil pentru forțaj;- Pompa suplimentară de cumbustibil;- Pompe hidraulice;- Generatorul de curent contonuu;- Generatorul de curent alternativ;- Agregatul de ulei;- Separatorul centrifugal;- Sufleorul de aer;- Transmitatorul generatorului indicatorului de ture.

Sistemul de ungere al motorului

Sistemul de ungere al motorului este destinat pentru a asigura ungerea pieselor în misșcare și pentru a prelua o cantitate de căldura de la piesele ce lucrează în zona temperaturilor înalte, în partea posterioară a motorului.

Compunerea sistemului de functionare

Sistemul de ungere (fig.2) se compune din:

- Agregatul de combustibil și ulei 1;- Agregatul de ulei 2;

- Separatorul centrifugal 3;- Pompa de refulare a uleiului de la rulmentul din față 5;- Injectoare, conducte de ulei și manomentru pentru măsurarea presiunii uleiului 6;

Fig.2

Functionare. În timpul rotirii motorului, pompa de presiune trimite ulei catre toate lagarele acestuia. În același timp pompele de refulare aduc uleiul din toate punctele de ungere către rezervorul de ulei, din compunerea agregatului de combustibil și ulei.

Sistemul de combustibil al motorului

Sistemul de combustibil al motorului (fig.3) asigură alimentareamotorului cu combustibil și reglează în același timp debitul de combustibil la diferite regimuri de lucru, in functie de înalțimea și viteza de zbor. Prin schimbarea înaltimii sau vitezei, sistemul de combustibil menține automat regimurile date de lucru ale motorului. Sistemul de combustibil permite pornirea si oprirea rapidă, o repriză bună, elimina fenomenul de pompaj și protejează motorul de efectul temperaturilor înalte.

Sistemul de combustibil se compune din:

- Instalația de pornire;- Instalația principală de combustibil;- Instalatia de combustibil pentru forțaj.

Fig.3

Instalația de pornire

Instalația de pornire cuprinde: instalatia de combustibil pentru pornire, sistemul de evacuare a aerului, elemente de scurtcircuitare și alimentare suplimentară și sistemul de alimentare cu exigen.

Combustibilul pentru pornire este petrolul, folosit și pentru functionarea motorului la celelalte regimuri în procesul exploatarii acestuia. Aprinderea combustibilului în cele 10 tuburi de foc individuale se face cu ajutorul a doua blocuri de aprindere. Sistemul de evacuare a aerului asigură funcționarea stabilă a compresorului într-o gama largă a turajului la pornire, ceea ce permite să se marească gama debitului de combustibil principal în camera de ardere.

Instalatia principala de combustibil cuprinde:

- rezervorul de combustibil;- pompa bouster de la rezervorul de consum;- debitmetru;- robinetul de închidere a combustubilului;- pompa suplimentara de combustibil;- pompa principală de cumbustibil;- agregatul de combustibil și ulei;- colector principal și secundar;- injectoare de lucru;- agregate de aprindere a forțajului și conducte de combustibil.

Din rezervorul de consum combustibilul este trimis de pompa bouster cu o presiune de 1-2,7 kg/cm2. Pentru a mari suguranta in funcționare a pompei principale și pentru înlaturarea

fenomenului de cavitație, combustibilul este preluat de pompa suplimentara care lucreaza la o presiune de 2.4 - 3.8 kg/cm2.

Intrarea în functiune a pompei principale de combustibil se realizează datorită rotirii acesteia de către sistemul de transmitere a mișcarii din cutia agregate. Înainte de pornire, piesele și subansamblele pompei se găsesc in urmatoarele poziții:

- șaiba este înclinata la unchi maxim datorită resortului;- pistonul legaturii inverse va fi și el spre stanga sub actiunea resortului;- sertărașul regulatorului centrifugal, sub actiunea resortului, se află în partea dreaptă;- pistonul încetinitorului hidraulic, sub acțiunea resortului, este deplasat în partea

dreaptă;- supapa de scurgere la drenaj este deschisă sub acțiunea resortului;- supapa de distribuție se afla în partea stanga;- robinetul de dozare închis;

Instalatia de combustibil pentru forțaj

Instalația de combustibil pentru forțaj asigură o ardere normala a combustibilului in camera de fortaj, mentinand ceficientul excesului de aer în limitele date și asigura legea de creștere în timp a presiunii combustibilului în sistemul de forțaj.

Se compune din:

- pompa de forțaj;- blocul de comanda;- acele de forțaj.

Pompa de forțaj este în masură să debiteze combustibil în instalația de forțaj, din momentul cand generator-starterul pune în mișcare ansamblul rotorului de înaltă presiune. În stare de repaus elementele pompei ce au ăn compunere resoarte se găsesc în poziții extreme datoritî acțiunii acestora. Supapa de presiune constantă și supapa de cuplare a forțajului sunt deschise. Când rotorul pompei se mișcă, o parte din combustibil se va scurtcircuita prin supapa de scurtcircuitare, deoarece robinetul de forțaj este închis, iar o altă parte prin supapa de presiune constanta și prin supapa de cuplare a forțajului.

La actionarea supapei de cuplare a forțajului presiunea din spatele robinetului de forțaj creste și îl deplaseaza în partea stângă. În această situație scurtcircuitarea cavitatii se întrerupe, crește presiunea în aceasta cavitate, iar șaiba înclinată a pompei trece pe poziția corespunzatoare debitului maxim. Reglarea debitului de combustibil se realizează cu ajutorul regulatorului de forțaj, care lucrează sub acțiunea presiunii ce se modifică în funcție de variația secțiunii ajutajului de racție.

4. Armament si sisteme de salvare

ARMAMENTUL avionului MiG-21 MF/MF-75 este compus din armament artileristic fix şi armament acroşabil. Armamentul artileristic fix contră dintr-un tun de bord cu ţeavă jumelată tip Griazev-Şipunov GŞ-23L de calibru 23 milimetri, montat ventral între cadrele C11 şi C13 ale fuselajului anterior, tun protejat de un carenaj demontabil. Pentru operaţii de alimentare cu muniţie şi de întreţinere, ansamblul tunului poate fi coborât din interiorul fuselajului prin intermediul unor cabluri (sistem similar cu cel de pe MiG-15).

Pe lângă armamentul artileristic fix, avionul MiG-21 MF/MF-75 dispune de cinci puncte de acroşare, unul ventral, sub fuselajul central, şi câte două sub fiecare aripă. Grida ventrală este rezervată acroşării unui rezervor suplimentar de combustibil (PTP-490 sau PTB-800), în timp ce pe grinzile de acroşare armament de sub aripi se poate monta – funcţie de misiune – un total de 1000 kilograme încărcătură ofensivă aer-aer, aer-sol sau mixtă, precum şi alte două rezervoare suplimentare tip PTB-490 (pe grinzile exterioare).

MiG-21 MF/MF-75 poate acroşa următoarele tipuri de armament aer-aer:

– patru rachete aer-aer R-3S (cunoscute şi drept K-13A), rachetă derivată din K-13 şi având performanţe superioare (rază eficace 1–7 km), denumită în cod NATO „AA-2A Atoll” sau

– patru rachete aer-aer R-60/R-60M cu rază scurtă de acţiune şi autoghidaj în infraroşu, denumită în cod NATO „AA-8 Aphid” sau

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

Pentru misiunile aer-sol, avionul MiG-21 MF/MF-75 poate acroşa următoarele tipuri de armament ofensiv aer-sol:

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

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

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

Sistemul de salvare de la bordul avionului MiG-21 MF/MF-75 constă în scaunul de catapultare tip KM-1, scaun proiectat şi dezvoltat de către Biroul de Proiectare MiG. KM-1 este un scaun de catapultare de generaţia II, dotat cu un motor rachetă cu combustibil solid şi cu sisteme ce asigură părăsirea în siguranţă a aparatului de zbor în situaţii de urgenţă, la orice înălţimi şi la viteze cuprinse între 130 şi 1200 km/h.

Caracteristici tehnico-tactice

MiG-21 MF/MF-75 (Izdelie 96F)Cod NATO Fishbed-J

Echipaj 1 pilotAnvergură 7,15 mSuprafaţă portantă 23 m2

Unghi de săgeată aripă 57°Lungime                        

     fără tub Pitot                                   cu tub Pitot

 14,10 m15,00 m

Înălţime 4,125 mGreutate gol 5843 kgGreutate la decolare în configuraţie lisă (gol-echipat)

 8203 kg

Greutate normală la decolare 8912 kgGreutate maximă la decolare 9700 kgCantitate maximă combustibil

interncu 3 RS de 490 l

cu 3 RS (2 x 490 l + 1 x 800 l)

 2800 l4270 l4580 l

Viteză maximă                la nivelul mării

 1300 km/h

la H = 11600 m 2230 km/h (M 2,1)Viteză ascensională         

cu postcombustieîn regim maximal

 150 m/s60 m/s

Plafon practic      fără acroşaje

cu 2 x R-3S/RS-2UScu 4 x R-3S/RS-2US

 18200 m18000 m17200 m

Distanţă maximă de zbor           fără RS, cu 2 x R-3S/RS-2USfără RS, cu 4 x R-3S/RS-2US

cu 2 RS de 490 l + 2 x R-3S/RS-2US cu 1 RS de 490 l + 2 x R-3S/RS-2US cu 1 RS de 800 l + 2 RS de 490 l + 2

x R-3S/RS-2US cu 1 RS de 800 l + 2 x R-3S/RS-2US cu 3 RS (2 x 490 l + 1 x 800 l) şi fără

rachete

1060 km950 km1300 km1170 km

1430 km1290 km 2100 km

Autonomie de zbor la H = 11000 m                                            fără RS                                                cu RS

 1,33 h1,52 h

Motorizare 1 x Tumanskii R13-300Tracţiune

în regim maximalcu postcombustie

 4070 kgf6600 kgf

Armament fix1 x GŞ-23L (unitate de foc 200 proiectile)

Armament acroşat1000 kg bombe sau rachete aer-aer/aer-sol