МиГ-25 (по кодификации НАТО: Летучая лисица (англ. Foxbat)) — советский сверхзвуковой высотный двухдвигательный военный самолёт, спроектированный конструкторским бюро Микояна — Гуревича в 1960-х годах. Серийно выпускался в комплектациях истребителя-перехватчика 3-го поколения, разведчика и тактического бомбардировщика.
В конце 1950-х годов в СССР была развёрнута разработка военного самолёта, который был бы способен отражать предполагаемую угрозу со стороны американского сверхзвукового бомбардировщика B-58 и его модернизированных последователей, а также перспективного XB-70 «Валькирия» и разведчика SR-71, которые в перспективе были способны развивать трёхкратную скорость звука. ОКБ А. Микояна получило заказ на конструкцию истребителя, способного развивать трёхкратную скорость звука и поражать цели в высотном диапазоне от 0 до 25 000 м.
Приказ по ОКБ о начале работ по созданию самолёта МиГ-25 (изделие 84, тема Е-155) издан 10 марта 1961 года. Заводские испытания опытной машины Е-155Р-1 начались 6 марта 1964 года, машины Е-155П-1 9 сентября 1964 года.
В процессе испытаний и доводок было установлено несколько мировых авиационных рекордов. В документах ФАИ рекордная машина проходила под шифром Е-266 с двигателями Р-266. Даже после завершения испытаний и начала серийной постройки в 1969 году опытные экземпляры машины продолжали эксплуатироваться, в том числе и для достижения новых рекордов.
3 апреля 1975 года за проведение государственных испытаний МиГ-25 заслуженный лётчик-испытатель СССР Степан Анастасович Микоян был удостоен звания Героя Советского Союза (замечание С. А. Микояна: Звания Героя Советского Союза были удостоены ведущие лётчики по теме Вадим Иванович Петров, Александр Саввич Бежевец. Лётчик-испытатель Норайр Вагинакович Казарян награждён орденом Ленина).
31 августа 1977 года лётчик-испытатель А. Федотов установил на этой машине абсолютный мировой рекорд высоты полёта 37 650 м, а всего на самолёте этого типа установлены 29 мировых рекордов.
Самолёт представляет собой двухкилевой моноплан с верхним расположением трапециевидного крыла, двумя двигателями с боковым расположением регулируемых воздухозаборников, цельноповоротным стабилизатором. Конструкция планера на 80% состоит из нержавеющей стали, 11% приходится на алюминиевые сплавы, 8% титан и лишь 1% на другие материалы.
Фюзеляж самолёта — цельнометаллический, типа монокок. Всего в фюзеляже 57 шпангоутов, а сам фюзеляж технологически делится на передний отсек, закабинный отсек, воздухозаборники, отсек топливных баков, хвостовую часть фюзеляжа и хвостовой кок. Гермокабина расположена между шпангоутами 1 и 2. Закабинный отсек оборудования герметичен и теплоизолирован.
Центральная часть фюзеляжа — цельносварной агрегат из нержавеющей стали марки ВНС-2, ВНС-4 и ВНС-5, с дополнительными нижними лонжеронами и балками — отсек топливных баков, без эксплуатационных разъёмов. Баковый отсек является основной и наиболее нагруженной частью фюзеляжа, с которой стыкуются передняя и задняя части фюзеляжа, воздухозаборники и крыло. Он разделён на шесть топливных баков стеночными шпангоутами. Хвостовая часть фюзеляжа является несущей для узлов крепления килей, подкилевых гребней, балок стабилизатора, гидроцилиндров тормозных щитков и качалок управления РП; изготовлена из стали ВЛ-1.
Для сварки фюзеляжного отсека самолета был разработан и изготовлен специальный вращающийся стапель. Вращение стапеля было вызвано особенностями технологии аргонно-дуговой сварки. Процесс сварки был полностью автоматизирован.
Крыло — трапециевидное, стреловидное, без корневых наплывов, с отрицательным V −5° и аэродинамической круткой. Угол установки крыла +2°. Размах крыла для разведчика 13,38 м, для перехватчика — 14,015 м. На разведчиках стреловидность по передней кромке — 41°02´. На перехватчиках стреловидность переменная — от 41°02´ до 42°30´. Передняя кромка крыла изготовлена из титанового сплава, т.к. она подвержена сильному нагреву при полете на больших скоростях. Материал обшивки крыла - сталь и алюминиевые сплавы. Технологически состоит из двух консолей, внутри каждая консоль разделена перегородками на топливные баки — передний и задний. На верхней поверхности каждой консоли установлены аэродинамические гребни. На нижней поверхности установлены четыре узла крепления под два пилона для подвески вооружения.
На каждой консоли крыла установлен двухсекционный элерон с полным углом отклонения 25°. Закрылки подвешиваются к крылу в двух точках. Полный угол отклонения 25°, как на взлёте, так и на посадке. На некоторых самолётах первых серий закрылок отклонялся на угол 47°. Отклоняемые носки на консолях отсутствуют.
Хвостовое оперение - два вертикальных киля, установленных с развалом наружу в 10 градусов к плоскости симметрии самолета, управляемый цельноповоротный стабилизатор и два подфюзеляжных гребня. Кили отличаются друг от друга радиопрозрачными законцовками, под которыми установлены антенны. Между килями размещен отсек для двух тормозных парашютов. В передней части подфюзеляжных гребней установлены антенны, которые закрыты радиопрозрачными панелями.
Кили изготовлены из стали ВНС-5 и алюминиевого жаропрочного сплава АК-4. Высота каждого киля — 3,05 м, угол стреловидности — 54°, угол развала 8°. Рули поворота имеют полный угол отклонения 25°. Цельноповоротный стабилизатор с размахом 8,8 м, угол стреловидности по передней кромке 50°22´. Ось вращения стабилизатора расположена на 33 % САХ. Угол отклонения от −32° до +13°.
Шасси трёхопорное. Стойки с амортизаторами рычажного типа. На основных стойках установлено по одному колесу 1300×360, на передней стойке два колеса 700×200. Уборка и выпуск стоек, как и поворот передних колёс, производится от гидросистемы, аварийный выпуск может выполняться от пневмосистемы. На основных стойках установлен антиюзовый автомат. Все колеса оборудованы тормозами. Передняя стойка управляемая.
Силовая установка - два двигателя типа Р15Б-300 (Р15БД-300), турбореактивные, одновальные, одноконтурные с осевым компрессором, одноступенчатой турбиной, форсажной камерой и двухстворчатым трёхпозиционным эжекторным соплом. Двигатели развёрнуты относительно продольных осей на 13°. Между двигателями установлена противопожарная перегородка. Сопла двигателей сближены так, что расстояние между центрами сопел менее диаметра каждого сопла. В связи с этим на соплах демонтировано по три сегмента внешних створок и установлен нерегулируемый стекатель. Воздух к двигателям поступает через регулируемые воздухозаборники. Воздухозаборники отделены от фюзеляжа стенкой, обеспечивающей отсечение пограничного слоя. Каждый воздухозаборник имеет регулируемый клин и нижнюю створку. Отсеки двигателей для охлаждения в полёте продуваются забортным воздухом. При скорости М=2,83 двигатели раскалялись до температуры 1000 градусов, для уменьшения нагрева топливных баков, двигатели закрывались специальными посеребренными экранами и теплоизоляционными матами из стекловолокна. На каждый самолет уходило 5 кг серебра.
- Масса пустого самолета, кг 17410
- Взлетная масса, кг 37500
Скорость полёта строевого исходного перехватчика МиГ-25П на полном форсаже двигателей Р-15 соответствует 3000 км/ч с полным ракетным вооружением — 4 ракетами Р-40, создающими большое лобовое сопротивление и весящими около 2 тонн. Без ракет обеспечивается более высокая скорость полёта, приблизительно на 15 %. Это было подтверждено американскими специалистами, осуществившими гонку двигателей и установившими что самолёт может превышать M = 3,2 (3400 км/ч). Разведчики МиГ-25Р летают ещё быстрее перехватчиков. Однако в эксплуатации скорость ограничивается 3000 км/ч (M = 2,83), причём такую скорость рекомендуется развивать лишь на коротких участках полёта. Крейсерская сверхзвуковая скорость полёта МиГ-25 составляет 2500 км/ч (М = 2,35) на высотах 19 000 — 21 000 м при частично включённом форсаже, при этом сохраняется хорошая дальность полёта в 1630 км, что лишь на 230 км меньше чем при скорости 950 км/ч на высотах 9000 — 10 000 м. Без включения форсажного режима статический потолок МиГ-25 не превышает 12 000 м, а скорость не превышает M = 0,975. Регламентирующие документы не рекомендуют поддерживать скорость полёта М = 2,83 более 5 минут ввиду чрезмерного нагрева конструкции планера и топлива в баках. На приборной панели МиГ-25 установлено предупреждающее табло «Темпер. тормож.», при загорании которого лётчик должен уменьшить воздушную скорость.
Топливная система состоит из шести фюзеляжных и четырёх крыльевых баков, топливо Т-6 (основное) или Т-7П (резервное). На некоторых машинах были дополнительные баки в полостях килей. Общая ёмкость на разведчиках — 15 245 кг, на перехватчиках — 14 570 кг. Также для повышения дальности полёта применялся подвесной топливный бак (под фюзеляжем) ёмкостью 4370 кг.
Вооружение — четыре ракеты «воздух-воздух». Обычно подвешивались две ракеты с тепловыми головками самонаведения и две с радиолокационными головками самонаведения. При необходимости удары могли наноситься по наземным целям с высоты 20 000 м, на дальность несколько десятков километров.
В кабине самолета устанавливалось катапультное кресло, обеспечивающее спасение летчика при нулевой высоте и скорости не менее 130 км/ч.
Первоначально на перехватчике стояла радиолокационная станция РП-25 «Смерч-А» (изделие «720»), разработанная для перехватчиков Ту-128. После угона самолёта в Японию вышло Постановление Правительства (от 4 ноября 1976 года), в соответствии с которым экстренно подготовили новую систему вооружения и новую РЛС «Сапфир С-25». Также на самолёте установлены:
Система автоматического управления САУ-155П1 (перехватчик) или САУ-155Р1 (разведчик): навигационная система «Пеленг-Д (ДР, ДМ)»; теплопеленгатор 26Ш-1; радиокомандная система наведения «Лазурь» (перехватчики); радиокомпас АРК-10; радиовысотомер больших высот РВ-18 (РВ-19); СПО «Сирена-3М» или Л006 «Берёза»; система управления воздухозаборником СРВМу-2А; система ближней радионавигации РСБН-6С «Коралл»; маркерный радиоприёмник МРП-56П; переговорное устройство СПУ-7; ответчик СО-63Б; система воздушных сигналов СВС-ПН-5; речевой информатор РИ-65; речевой самописец МС-61 и др. На поздних сериях была установлена СПК «Радуга».
На всех перехватчиках установлена система «Полёт-1И», состоящая из радиотехнической системы навигации и захода на посадку, курсовертикали, системы воздушных сигналов и системы автоматического управления полётом. На разведчиках устанавливались: фотоаппаратура А-70 или А-72 станции радиотехнической разведки «Куб-3М», РЛС бокового обзора «Сабля», станция радиотехнической разведки «Вираж» или «Тангаж».
В 1969 году на Горьковском авиазаводе приступили к серийному выпуску истребителей МиГ-25П, которые официально были приняты на вооружение авиации ПВО в 1970 г, а в 1978 году начался выпуск самолёта МиГ-25ПД, оснащённого импульсно-доплеровской РЛС «Сапфир-25» и теплопеленгатором ТП-23. Спустя год ранее построенные самолёты МиГ-25П доработаны до уровня МиГ-25ПД (эти машины получили обозначение МиГ-25ПДС). Вооружение перехватчика включает четыре гиперзвуковые (М>5) УР большой дальности Р-40Т (Р-40ТД) с тепловизионной головкой самонаведения и Р-40Р (Р-40РД) с радиолокационной полуактивной системой наведения (максимальная дальность пуска по высотной цели на встречном курсе — 35—60 км). Под фюзеляжем может подвешиваться топливный бак.
При необходимости могли наноситься удары по наземным целям с высоты 20 000 метров, на дальность нескольких десятков километров.
6 сентября 1976 года самолёт МиГ-25 был угнан лётчиком перебежчиком ВВС СССР Виктором Беленко в Японию (г. Хакодате).
Угон послужил толчком к скорейшей разработке и замене на всех военных самолётах системы государственного опознавания (типа «Кремний») на современную, со значительно более сложным алгоритмом кодирования — изделие 62 «Пароль». В связи с распадом СССР гражданские самолёты были переоборудованы лишь частично.
После того, как самолёт вернули СССР, он был отправлен на изучение на Горьковский авиазавод, а затем, в разобранном состоянии, — в Даугавпилсское высшее военное авиационное инженерное училище. В ДВВАИУ самолёт использовался в качестве тренажёра, а в конце 1980-х годов был списан и разобран на сувениры.
#самолёт