Club del SU 25

Grulla

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Colaborador
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WAPJ - Sukhoi Su-25 Frogfoot, Desarrollo y Variantes
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mandeb48

Bien, pasamos las 20000 visitas....

COMPARACION CON LA COMPETENCIA


Para el apoyo aéreo cercano de las fuerzas terrestres en los distintos países encontramos varios tipos de cazabombarderos, por ejemplo los Ingleses British Aerospace "Harrier", anglo-frances SEPECAT "Jaguar", Americanos A-7 "Corsair", los Soviéticos Su-17 o los aviones de combate polivalente como el francés Dassault-Breguet “Mirage-F1”

Estos son capaces de operar a baja altitud y tiene un gran arsenal de armas, tanto en cantidad como en variedad. Estos aviones son capaces de superar los sistemas de defensa aérea de gran alcance y atacar las grandes concentraciones del enemigo. Pero el ataque puntual a vehículos militares, puntos fuertes ó actuar directamente en apoyo directo a las tropas, no puede ser realizado.

La posibilidad para un piloto de caza-bombardero, de detectar e identificar los objetivos, por su alta velocidad de vuelo a bajas altitudes son muy limitadas. Si el piloto ve la "manchita" de un pequeño objetivo, no siempre tienen tiempo para atacarlo y debido a la gran radio de giro de la aeronave puede perder contacto visual con el objetivo. Por lo tanto hay una necesidad de un re-enfoque en las misiones que conduzca a un aumento del tiempo de residencia de la aeronave en la zona del blanco.

Además, los caza-bombarderos así como otras aeronaves de usos múltiples no tienen los medios necesarios para garantizar la supervivencia de combate.
Como resultado, vuelan a alta velocidad y de esta forma reducen la probabilidad de ser alcanzados por la defensa antiaérea, pero al mismo tiempo reducen significativamente el tiempo de contacto para atacar el objetivo.

Debido al alto costo de los caza-bombarderos y aviones polivalentes, su eficacia en el criterio de “costo-efectividad” es muy baja.

En muchos países, para operaciones de asalto se emplean aviones de entrenamiento, por ejemplo, en la Fuerza Aérea de Sud África se utilizan para estos fines los Aeromachi MB-326 K, la Fuerza Aérea Italiana utiliza aviones MB-339 y el ejército de Alemania una modificación del Dassault-Breguet / Dornier "Alpha Jet-A".

Para los conflictos locales y funciones anti-guerrilla, se han creado aparatos especializados, mediante la modificación de existentes: En EE.UU el Sesnna" A-37 y Rockwell OV-10 “Bronco”, en la Argentina el FMA IA-58 “Pucara”

Estas máquinas tienen velocidad subsónica, pequeña carga útil, buenas características de vuelo y prestaciones como aviones para guerras locales. Pero todos estos aparatos están destinados a conflicto menores con débiles sistemas de defensa aérea y no son adecuados para acciones militares en un teatro moderno.

Todos estos hechos y la experiencia de los aviones estadounidenses en Vietnam y Corea, dictó la necesidad de un avión de combate especializado que pueda asumir responsabilidades en el apoyo directo de las tropas sobre el campo de batalla, con una alta eficiencia y pérdidas mínimas en aviones de bajo coste. Como resultado, en EE.UU. se creó el Northrop A-9A, el Fairchild RepubIic A-10 y en la Unión Soviética los Su-25 e IL-102.
Estas aeronaves tenían la función de atacar objetivos puntuales y poseen todas las cualidades que son inherentes a los aviones de ataque. En los EE.UU, como avión de ataque se eligió el Fairchild--RepubIic 1OA''Thunderbolt II” y en la URSS el SU-25 .

En 1966, la Fuerza Aérea de Estados Unidos formuló las necesidades iniciales para un avión de apoyo aéreo de las tropas de tierra, el diseño del programa que recibió la denominación "AX".
La investigación y diseño preliminar de las aeronaves en el marco del programa "AX" se iniciaron en 1967. En 1970 doce fabricantes de aviones de EE.UU. enviaron propuestas para el desarrollo de las aeronaves de ataque.
En agosto de 1970 seis empresas: Boeing-Vertol División, Cessna Aircraft, Fairchild--RepubIic, General Dynamics, Lockheed y Northrop presentaron proyectos de aviones "AX."

(Los requisitos eran: monoplazas con dos motores, un peso de despegue de entre 11300 y 15.900 kg, una velocidad de vuelo de entre 740/925 km/h y un radio táctico de 400-480 kilómetros)

Como resultado de la primera ronda del concurso, el 18 de diciembre de 1970 el Departamento de Defensa de Estados Unidos ha emitido los contratos a las empresas Fairchild--RepubIic Corporation y Northrop Corporation para desarrollar prototipos para el programa "AX". El avión fue desarrollado de acuerdo con el concepto de la Fuerza Aérea “volar antes de comprar”, llamando a un programa de desarrollo por etapas y de demostración de las aeronaves en vuelo.

El costo del contrato original, expedido para la empresa Fairchild--RepubIic Corporation, ascendió a 41,2 millones de dólares y el de la compañía Northrop Corporation a 28,9 millones de dólares. Ambos contratos incluyen la construcción de dos prototipos.

El primer prototipo de la empresa Corporación Fairchild--RepubIic -YA-1OA hizo su primer vuelo el 1 de mayo de 1972 y más tarde, el 30 de mayo 1972 su rival YA-9A de Northrop Corporation.

En los aviones artillados YA-1OA se instalaron motores TF-34 de la General Electric Company y en el YA-9A, F102LD-100 de la empresa Avko Lycoming.


Después de la terminación de las pruebas de vuelo, en el que las aeronaves volaron durante 300 horas, comenzó en octubre de 1972 las pruebas comparativas en la base aérea de Edwards. Para la evaluación de los YA-9A y YA-10A, cada misión de combate era llevada a cabo simultáneamente en condiciones idénticas. Todos los pilotos que participaron en los ensayos realizaron aproximadamente el mismo número de salidas para cada aeronave y ninguno de ellos pilotó el mismo aeroplano en dos vuelos consecutivos.

Durante la evaluación de prueba de la aeronave YA-9A se volaron 146 horas en 92 vuelos y en el YA-10A - 138.5 horas en 87 vuelos. Como resultado de las pruebas en febrero de 1973 fue declarado ganador la aeronave YA-1OA de la empresa Fairchild--RepubIic. La elección fue determinada por una simple producción en serie de las aeronaves, así como mejores características de compatibilidad, lo que reduciría el coste de producción, el YA-9A superó a su rival de las características de vuelo.

Empresa Fairchild--RepubIic recibió un contrato por valor de 159 millones de dólares para construir 10 aviones de pre-producción (cuyo número se redujo a seis), el primero de ellos fue volado en febrero de 1975. Una máquina de producción en serie voló por primera vez en octubre de 1975 y marzo de 1976 se comenzó a suministrar aviones a la US Air Force. El avión recibió el nombre oficial de A-10 “Thunderbolt II". La producción en serie terminó en 1984 con un total de 707 aparatos.

El avión demostró tener capacidades en condiciones de combate, donde mostró una alta capacidad de supervivencia y la eficacia del sistema de armas, aunque también se puso de relieve los fallos de la máquina. Las principales deficiencias identificadas era una baja relación empuje-peso de la aeronave. Debido a la baja carga alar, tiene una buena maniobrabilidad en el plano horizontal, pero esta misma característica es negativa al volar cerca del suelo debido al flujo de aire turbulento.

El avión A-1OA está diseñado para atacar objetivos de tierra en el campo de batalla durante el día y se puede utilizar cuando exista una altura de nubes de 300 m y una visibilidad horizontal de 2,4-3,2 km.

El A-1OA presenta el patrón normal con un ala baja trapezoidal de pequeño barrido y un estabilizador horizontal con y dos estabilizadores verticales en sus extremos.

La sobrecarga máxima operacional con un peso de 14060 kg es igual a 7,33G (5G - con el peso máximo al despegue), la sobrecarga destructiva es de 11G.

La estructura está compuesta principalmente de aleaciones de aluminio. Todos los sistemas del avión principales están diseñados para protegerlo contra proyectiles de hasta 23 mm, en algunos casos establece protección contra proyectiles con un calibre de 57 mm.
La velocidad que nunca debe exceder en vuelo el avión A-10A a nivel del mar sin suspensión externa es de 834 kmh (M = 0,68), la velocidad máxima es de 722 km/h (M = 0,6).

La tasa de elevación a nivel del mar sin suspensión externa, con un peso de 15,490 kg es de 23 m/seg. El radio de giro constante horizontal sin suspensiones externas a una altura de 5000 m y una velocidad de M = 0,6 es igual a 1100 m.
Según la prensa extranjera, el radio de combate en tareas de apoyo directo con un combustible de reserva para vuelo de 20 minutos, es de 463 kilómetros, en tareas de reconocimiento 720 kilómetros. Paras ataques a la retaguardia del enemigo, el radio de acción se expande a los 1000 Km con el uso de tanques de combustible suspendidos. En autotraslado, el avión con tres tanques externos de combustible con una capacidad de 2.270 litros cada uno, puede volar 4600 Km.

El avión puede ser operado desde pistas de hormigón y de tierra de segunda clase.

El A-10A puede llevar a una variedad de carga de combate en 11 puntos de suspensión de hasta 6.500 kg con una carga de combustible completa y hasta 7.925 kg con una carga incompleta. La carga útil de la aeronave es el 40% del peso de despegue normal y 56,3% del peso máximo.
El peso del equipamiento de a bordo es el 9,36% del peso normal de despegue.
El peso del combustible asciende al 29,4% del peso normal de despegue, el 20,5% del peso máximo y alrededor del 47% con tanques de combustible externos. Puede abastecerse de combustible en vuelo.

El fuselaje es semi-monobloque con paredes laterales planas, consiste en la nariz, el centro y la cola, esta hecho principalmente de aleaciones de aluminio. La base de la estructura de fuerza son los largueros de sección continua del fuselaje y un gran número de cuadernas similares. Los panel de revestimiento están traslapado y se fijan con remaches. Ampliamente se han utilizado paneles de curvatura simple.
El fuselaje tiene una alta capacidad de supervivencia y no se destruye cuando se dañan dos largueros laterales diametralmente opuestos o dos paneles de revestimiento adyacentes.

La cabina monoplaza, estructuralmente esta diseñado como una "bañera" blindada con un volumen de 1,19 metros cúbicos y un peso de 680 kg. Sus paredes tienen un espesor de 12,7 mm a 38,1 mm, incorporando la estructura de sostén del fuselaje. La "Bañera" es de aleación de titanio y puede resistir proyectiles de hasta 23 mm.
El parabrisas antibalas frontal puede soportar el fuego de las armas pequeñas con calibre de 7,62 mm y puede soportar golpes de pájaros de un peso de 1,8 kg sin fractura a una velocidad de 555 km/h.

La carlinga permite la visibilidad en ángulos de hasta 20º hacia adelante y abajo y hasta de 40º hacia los lados y abajo. El A-10A esta dotado de un asiento de eyección Mc Douglas ACES II, Clase "0-0" que brinda escape de emergencia en toda la envolvente del avión, desde el estacionamiento hasta velocidades de 835 km / h.

En la parte trasera del fuselaje, están montadas las góndolas blindadas que contienen los motores. Las góndolas se encuentran en ambos lados del fuselaje de tal manera que la entrada al motor se encuentra por encima de la superficie superior del plano central. Esto proporciona un flujo de aire más uniforme en la entrada del motor a diferentes ángulos de ataque.

Los gases de escape del motor pasan por enzima del estabilizador, entre los estabilizadores verticales, que en parte lo apantallan y reduce su radiación térmica.

Además, este esquema reduce la posibilidad de se absorba en las tomas de aire del motor, objetos extraños y polvo de los gases al disparar el cañón. Este diseño permite que los servicios de tierra atiendan el avión y suspendan armamento mientras los motores trabajan, también ofrece una comodidad al sustituir la planta motriz.

El avión A10A posee dos motores turbofans General Electric TF34-GE-1002 con un grado de bypass de 6,2 y un grado compresión de 21, colocados en góndolas blindadas separadas. Las toberas están reflectadas hacia arriba en un ángulo de 9º, La relación peso empuje es de 0,499 con el peso de despegue normal y 0,36 en el peso máximo, el empuje máximo del motor es de 4112 kg con un consumo específico de combustible en condiciones de prueba de 0,37 kg /kgf/h y 0.60 kg /kgf/h en condiciones de vuelo de crucero.

Continuará….
 
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El Ala tiene una estructura resistente a los daños con tres largueros rectangulares y una consola central trapezoidal. El ángulo de barrido en el borde delantero de 60º.

Los dispositivos de alta sustentación incluye Slats automático en la sección central y dos secciones de Flaps de tres posiciones con desviaciones de: 0º, 20º y 45º. Los alerones se componen de elementos superiores e inferiores que pueden separarse para actuar como frenos de aire.

El estabilizador está diseñado con una reserva de seguridad que ante la pérdida de un panel del estabilizador, la aeronave puede continuar el vuelo.

El tren de aterrizaje es triciclo. Las ruedas de aterrizaje principal son de tamaño 914x280 con una presión en los neumáticos de 4 kg / cm2, se encuentra en las alas y se retraen en una góndola especial. Esta disposición aumenta la resistencia aerodinámica pero es más sencillo en el diseño, es más fácil de producir y lo hace más seguro en un aterrizaje de emergencia sin tren de aterrizaje. El tren de aterrizaje delantero tiene una rueda de tamaño 61x196 desplaza a la derecha del eje de simetría en 0,4 m, lo que es causada por la instalación del cañón en la nariz del fuselaje.

El sistema de combustible está totalmente duplicado. Los tipos de combustible JP-4 o JP-5 se coloca en dos tanques flexibles protegidos en el fuselaje y en dos tanques en la sección central del ala. Todos los tanques de combustible están rellenos de espuma plástica, la cavidad entre los tanques de combustible, el revestimiento del fuselaje y las paredes de los compartimentos están llenos de espuma rígida reforzada, resistente al fuego. La mayoría de las tuberías y los componentes del sistema de combustible se encuentra dentro del tanque de combustible y rodeado de combustible. La cantidad máxima de combustible en los tanques internos es de 4835 kg.

El avión está equipado para recibir combustible en el aire. Con el fin de aumentar la autonomía de ferry pueden ser suspendidos tres tanques de combustible externo de 2270 kg: dos en la parte inferior de las alas y uno en el fuselaje.

El sistema de control de la aeronave dispone de asistencia y esta duplicado. Los elementos del sistema hidráulico están espaciados a lo largo de los lados del fuselaje y se colocaron en lugares protegidos o apantallados por los motores y elementos estructurales. En caso de falla del sistema de control, se proporciona un control manual de emergencia para los elevadores, los timones de dirección y los alerones. Para reducir el esfuerzo, los alerones están ranurados y asistidos por servos.
El sistema hidráulico esta duplicado, usa una presión de trabajo de 210 kg / cm2. Cada sistema tiene una bomba hidráulica en una góndola de los motores. El sistema hidráulico sirve a las superficies de control, flaps, tren de aterrizaje, frenos y el mecanismo de rotación de la rueda de la nariz.
La alimentación de munición al cañón se realiza por un sistema hidráulico independiente que funciona con dos bombas independiente. Hay dos actuadores hidráulicos independientes con una capacidad total de 77 caballos de fuerza, que proporcionan la rotación del cañón.
En el A-10A el equipo de a bordo incluye: el sistema de radio navegación de corto alcance TACAN AN/ARN-84, de radionavegación de largo alcance LORAN C / O AN/ARN-101, buscador de dirección de radio DF-301E, radiocompás AN/ARA-50, computadora de parámetros aerodinámicos CPU-16, transponder AN/UPN-25, piloto automático, un HUD, Una pantalla de CRT que ofrece la posibilidad de utilizar los "Maverick", un sistema de navegación inercial AN/ASN-141, los indicadores de situación en los planos horizontal y vertical, sistema de aterrizaje por instrumento AN/ARN-108, la radio UHF AN/ARC-164, radio VHF con modulación de amplitud (AM) 618M, radio VHF AM 807A , radio VHF de frecuencia modulada (FM), radio HF AN/ARC-154M-622A, aparatos de intercomunicación AN/AIC-18, IFF AN/APX-1 01, RWR AN/ALR-46 y un sistema de dispersión de señuelos IR ALE -37 o ALE-40 montados bajo las alas.

Además, el avión puede llevar un contenedor con un sistema de detección y seguimiento por láser AAS-35 "Pave Penny”, que puede detectar e identificar objetivos tácticos de día y noche a una distancia de 24 km.
En la A-10A puede instalarse un contenedor con el sistema de interferencia AN/ALQ-119 en los pilones.
Con este equipamiento y sin elementos de navegación y ataque mas avanzados, impone requisitos adicionales sobre el piloto en la navegación, pilotaje y ataque de objetivos. En estos casos el avión puede atacar blancos terrestres sólo las condiciones meteorológicas sencillas desde una altitud de 300 m a distancias de 800-2000 m.

La alimentación del equipo y sistemas de a bordo, se realiza a partir de dos generadores trifásico de 30/40 Kw y 115/200 V. Además en el avión se ha instalado una unidad de potencia auxiliar con un generador que suministra energía en tierra con los motores parados y estando desconectado de las fuentes del aeropuerto.

El sistema de aire acondicionado suministra el flujo de aire en la cabina, el sistema anti-hielo de la cubierta de la cabina y la ventilación del compartimiento del cañón.

El armamento del A-10A incluye un cañón incorporado General Electric GAU-8A "Gatling" de 30 milímetros, con 1.350 rondas de munición y un peso de 748 kg, además de 11 puntos de suspensión: 8 bajo las alas y 3 bajo el fuselaje, para llevar una carga total de 7260 kg.

El revestimiento de la munición es de aleación de aluminio, lo que redujo el peso de las rondas de municiones en 270 Kg , El núcleo de la munición del cañón es de una aleación de uranio de alto poder penetrante.

Es apropiado decir que, de hecho, el avión fue construido en torno al poderoso cañón. La fuerza de retroceso de 7140 kg resultó en la necesidad de acomodar el cañón a lo largo del eje de simetría para reducir la cupla positiva durante el disparo y la distribución uniforme de las fuerzas sobre la estructura. La corrección de la cupla en el momento de disparar es proporcionada por una deflexión automática del elevador hasta 0,5º ». La munición es alimentada hidráulicamente y los casquillos usados son retornados. La vida útil del cañón es de 21000 disparos. Uno de los aspectos desagradables del cañón instalado en el compartimiento de la nariz es que el centro de gravedad de la aeronave se modificada cuando se dispara el arma (hasta 6,9%).
Para reducir este efecto se ha incrementado el margen de estabilidad inicial, lo que reduce la capacidad de maniobra de la aeronave. El gran stock de munición en los depósitos permite realizar 10 ráfagas de 2 segundos. Cada una de ellas es suficiente para destruir un carro de combate pesado. El arma es muy eficaz y relativamente barata.

Sobre los puntos de suspensión externos, en un 10A puede ser suspendido: 6 misiles Hughes AGM-65A/B/C "Maverick" , 2 AIM-9 "Sidewinder", 28 bombas MK.82 de calibre 227 kg, 16 MK -117 calibre 370 kg, 6 MK.84 calibre 904 kg, 8 bombas incendiarias VSh-1 o VSh-27/8, 4 bengalas SUU-25 o SUU-42, 20 contenedores de municiones en racimo MK.20 "Rockeyes" , 16 contenedores CBU-52j71, 18 bombas, guiada por láser GBU-12 calibre 227 kg, 6 bombas con guiado por láser GBU-10 calibre 907 kg, o 2 contenedores de cañones de 20 mm SUU-23, contenedores con señuelos infrarrojos ALE-40 , los contenedores ALQ-119 ó 3 tanques externos de combustible de 2270 litros cada uno.

La carga normal de combate del avión es de 6 misiles "Maverick" y el cañón principal.

El avión es altamente maniobrable a baja altura donde puede maniobrar a velocidades de 555-740 km/h, la baja velocidad relativa de vuelo y alta maniobrabilidad ofrece una mayor probabilidad de dar en el blanco en la primera pasada. La baja velocidad de vuelo permite al piloto a disparar contra blancos y alejarse antes de sobrevolarlo.

El peso total del blindaje del A-10A es de 1.315 kg (37,4% para el sistema de combustible, 47% la cabina, 4,9% los accesorios del motor, 9,7% las municiones). En el avión A-10A se puso atención en la mejora de su capacidad de supervivencia de combate.

Uno de los criterios para evaluar la capacidad de supervivencia de combate es la posibilidad de regresar al servicio un avión después de ser dañado. El avión, prevé la sustitución del 74% de su cubierta y con el 64% de los daños puede ser sustituido dentro de 12 horas. El fuselaje tiene una vida útil estimada de 6000 horas (aproximadamente 20 años de operación). Durante el mantenimiento de rutina puede ser elevado hasta las 8000 horas.

En condiciones de combate, el tiempo medio de preparación de la aeronave para la próxima salida es de 30 minutos. Se calcula que para una hora de vuelo es necesario 26,4 Horas/hombre de mantenimiento.

Sobre la base del avión de ataque monoplaza A-10A, la Fairchild--RepubIic por iniciativa propia ha diseñado un biplaza para operar en la noche y en condiciones meteorológicas adversas, A-10N/ AW.
El avión estaba equipado con un radar Westinghouse WX-50 (puede operar en cartografía del terreno y en la indicación de blancos terrestre en movimiento), un telémetro láser de la empresa GEC Ferranti Tipo 105, sistema de televisión LLTV de la empresa General Dynamics (el sistema opera a un nivel bajo de iluminación), un AN/ ARR-42 (FLIR), un sistema de navegación inercial Litton LN-39, calculadora parámetros aerodinámicos Airreseche, radio altímetro Honeywell APN-194 y un sistema de control de entorno Gamilton Standart.
La masa de la aeronave creció en 680 kg con respecto de la aeronave original A-10A. Una aeronave de evaluación realizó ensayos entre 1979-1982 en la Base Aérea Edwards. A pesar de la superación de pruebas, no se emitieron órdenes para la construcción en serie.

A-9A

(Este no se produjo en serie y será obviado de la traducción NT)

IL 102

El IL-102 es el desarrollo ulterior del proyecto de IL-42, una propuesta de diseño de la OKB de Ilyushin bajo la dirección del diseñador General G.V. Novozhilov para el curso de avión ligero de ataque realizado en 1969 donde compitió con el T-8, el MiG-21LSH y el Yak-28LSH, tras una serie de modificaciones del proyecto de IL-42 fue creado el IL-102.

Los trabajos sobre la máquina continuaron como una iniciativa privada de la OKB y la construcción de dos aviones de ataque prototipo se movió muy lentamente. El IL-102 estuvo listo recién en enero de 1982 y el 20 de enero de 1982 la aeronave fue demostrada al comandante de la Fuerza Aérea P.S. Kutahovu, quien elogió el aparato. Entre los partidarios del nuevo aparato estaba el Ministro de Industria de la Aviación, pero el ministro de Defensa Dimitri Ustinov rechazó el proyecto.


Continuará….
 
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Si embargo el IL102 continuo sus pruebas en Belarús el 25 de septiembre de 1982 con el piloto de prueba S.G. Bliznyuk. Entre 1982 y 1984 las pruebas fueron superadas. Un total de 360 vuelos se realizaron con un total de 250 horas de vuelo. Después de esto el avión fue puesto en "exposición'' en uno de los hangares de la oficina de diseño de Ilyushin. La última" explosión de emociones" fue en 1992 cuando el avión fue expuesto en la muestra Mosaeroshou-92, como disponible para la exportación , sin ningún tipo de resultado.

El Il-102 presenta una configuración aerodinámica normal con un ala baja.
El fuselaje tiene una característica "joroba", que alberga la cabina del piloto y el artillero, los equipos radio electrónicos de a bordo y los tanques de combustible (entre las cabinas hay un panel grande para facilitar el acceso a los equipos). En la sección de cola, a los lados del fuselaje hay dos frenos aerodinámicos.
Los tanques de combustible están ubicados en la parte central del fuselaje, entre las cabinas del piloto y el artillero, cerca del centro de masa de la aeronave, lo que mejora la maniobrabilidad del aparato.

El blindaje abarca las cabinas de la tripulación y parte de los motores.

Tanto la cabina frontal como la cabina trasera tienen parabrisas blindado. La cabina presenta instrumental y equipos tradicionales con dispositivos electromecánicos e indicadores analógicos.

Se instalaron asientos de eyección K-36L para el piloto y K-36L-102 para el artillero del tipo "0-0", equipados con un dispositivo de sincronización del lanzamiento. El piloto eyecta ambos asientos pero el artillero puede abandonar el aparato solo, sin eyectar al piloto.
La estructura del avión fue desarrollada basada en la limitación de simplicidad, adaptabilidad y bajo costo de producción. En consecuencia, hasta el 80% de la superficie está formada por laminas metálicas con una sola curvatura. Esto también explica el aspecto general del avión de ataque.

El ala poco barrida tiene un perfil relativamente grueso, que proporciona la posibilidad de disponer de su volumen interno. En cada panel, cerca de la raíz del ala, hay disponible 3 bahías de bombas con capacidad para bombas de 250 Kg. La carga de combate total en los compartimentos interiores (incluyendo fuselaje) llega a 2.300 kg. Además, cada ala monta 3 puntos de suspensión universal BDZ-UMK2 y dos BDZ-USAC montado bajo el fuselaje. En total, el IL-102 tiene 16 puntos de suspensión con una carga de combate total de 7200 kg.

Sobre los extremos de las alas se instalaron los lanzadores de señuelos IR "Automat-F", así como las antena del sistemas de ECM "Abedul-L”.
Los flaps son sencillos y de dos secciones, los alerones tienen Trimer y en la superficie superior del ala hay spoilers.

La carga total de combustible es de 4000 kg en seis tanques ubicados en la parte central del fuselaje. En los dos sitios ventrales de suspensión externa, se puede instalar dos tanques de combustible externo PTB-800.

La planta motriz se compone de dos aviones turborreactores RD-33i con un empuje de 5200 kgs (Una versión del turboventilador RD-33 sin post combustión).

El tren de aterrizaje es triciclo y ofrece la posibilidad de operar en pistas sin pavimentar (presión sobre el suelo: 5 kgf/cm2). El tren delantero (con un neumático modelo 5 de 700x330) es retráctil en el fuselaje girando hacia atrás, el tren principal emplea dos ruedas con neumáticos modelo 1 de 930x305 y se retiran en un carenado bajo el ala.

En la cabina de mando esta montada una mira colimada S-17BTS. Pueden ser utilizados sistemas opto electrónicos y de radio para detección y puntería. Los volúmenes de la parte delantera del fuselaje permite la instalación de equipos de radio-electrónica, incluyendo un radar. El artillero tiene un sistema que incluye la mira RC-475-2M con un telémetro y una calculadora de tiro.
El armamento del aparato incluye los integrados y los suspendidos. El armamento de cañón incluye un montaje fijo bi tubo, deflectado un ángulo de 15º, 9A-4171K de 30 mm con 500 rondas y en la popa, para autodefensa existe un cañón GSh-23 de 23 mm con 600 municiones en una torreta móvil accionada a distancia.

Para facilitar la carga y el mantenimiento del cañón, este disponía un torno eléctrico.
El compartimento del arma principal puede ser usado para llevar bombas adicionales.

El sistema de alimentación es poco ortodoxo. Las cajas de municiones se colocaron en la sección de cola. Como resultado se incremento la capacidad y el consumo de munición dejó de influir en el centro de gravedad de la aeronave.

En los pilones bajo las alas, el IL-102 IL puede suspender contenedores con ametralladoras y cañónes : El contenedor HUV-1 UM con cuatro ametralladoras calibre 7,62 mm, dos cañones SPPU-22-1 de calibre 23 mm, seis cañones SPPU-B-23 de calibre 23 mm ó un SPPU- B87 de 30 mm.
El armamento incluye también los misil dirigido-aire-aire de búsqueda infrarroja R-60 y R-73, los misiles aire tierra X-25TP, X-25L, S-25L y X-29L, bombas guiadas KAB-500L, bombas aéreas de entre 100 y 500 kg y bloques de cohetes de varios tipos.



………..……………….Su-25………….A10……………….A9………………..IL102
Tripulantes:……………….1……………..1………………….1……………………1
Longitud del aparato….15.53…………16.26……………16.3…………………17.75
Extensión……………...14.36…………..17.53…………..17.68………………..16.98
Superficie alar……….....30.1……………47.1……………51……………………63.5
Altura……………….…..4.8…………….4.47…………..5.18…………………..5.8
Máximo peso……….…17700…………22680…………..18597……………….22000
Peso típico…………….14600…………14865………….11340……………….18000
Carga bélica máx.………4400…………6500……………7250………………..7200
Carga de combustible…..3000…………4835…………….4100……………….4000
Masa protección………..1135………….1315………………………………………..
Velocidad máx n.m……..950…………..722…………….837…………………950
Velocidad crucero………750…………..623…………….720………………….850
Radio de combate………300…………..463…………….460………………….300
Auto traslado…………....1950………..4600…………….4800……………….3000
Velocidad minima…..…..210…………………………………………………….180
Carrera despegue………..550………..700………………305………………….640
Carrera aterrizaje……..…600……….550………………300……………..….…600
Sobre carga operacional….6.5g……..7.33g…………….7g………………………5g
Carga alar…Kg/m2……………485………316……………..220…………………….283
Motores………………..R-95Sh….TF-34-GE-100….YF102-LD-100……….RD-33I
Empuje Kg……………2x4100…….2x4112…………..2x3400……………2x5200
Relación peso/empuje……0.46……….0.36……………..0.36………………..0.485


Tanto el aparato americano A-10A como el avión soviético Su-25 y los proyectos A-9A e IL-102 se desarrollaron de acuerdo a los requisitos militares de finales de los 60 y principios de los 70. El fortalecimiento de la defensa aérea de los ejércitos del mundo y la incapacidad de atacar por la noche y con cualquier clima ha reducido la eficacia de los aviones de ataque. Es por eso que los EE.UU. han desarrollado el avión A-10N / AW y Rusia el Su-25TM, ninguno de los cuales entró en producción en serie. A mediados de los 80-s en los Estados Unidos y en la URSS se estaba trabajando en nuevos programas, pero la reducción de los presupuestos militares en ambos países puso fin a esos desarrollos. Por lo tanto en la actualidad en los Estados Unidos y en Rusia siguen actuando los A10 y Su-25.

Exportación

La venta de armas es una importante fuente de ingresos de cualquier país industrial avanzado, porque las armas son el producto rentable y costoso en el mercado mundial.

Aunque el Su-25 aviones es un aparato muy especializado y creado para servir de apoyo a las tropas que avanzaban, despertó interés en muchos estados. La participación de los Su-25 en combates en Afganistán ha demostrado su capacidad de supervivencia y alta eficacia en combate, lo que causó el interés de países extranjeros interesados en el aparato. Para las exportaciones se prepararon dos versiones con modificaciones: el Su-25K y Su 25UBK, que son las versiones del Su-25 y Su-25UB respectivamente con pequeñas modificaciones en la aviónica

Las primeras máquinas Su-25K se entregaron en los países del Pacto de Varsovia: Checoslovaquia y Bulgaria. El Su-25K fue adquirido también por la República Popular Democrática de Corea (RDPK). Durante la guerra de iran-iraq, fueron adquiridos por Iraq, en cantidades suficientes para completar dos regimientos. El Su-25 se exportó también a también a Angola, Etiopía y Perú.

La operación en estos países y la estimación del personal técnico y de vuelo han demostrado ser buenos.

CHECOSLOVAQUIA

Checoslovaquia fue el primer país que ha recibido el Su-25K. Los aparatos de asalto fueron volando por sus propios medios con pilotos de la Unión Soviética.
El 02 de abril de 1984 en la base aérea de Hradec Králové, que pertenece a la 30ª escuadrilla del 34º Regimiento de Caza-bombardero de la Fuerza Aérea, desembarcaron los primeros cuatro aparatos. Los aviones estaban pintados con el camuflaje estándar de Europa Central: un marrón oscuro, verde oscuro y marrón rojizo en la parte superior de la aeronave, celeste en la parte inferior y tenía las marcas de la Fuerza Aérea Checoslovaca en el fuselaje y las alas. Fueron identificados por un número de cuatro dígitos por el personal técnico de la Fuerza Aérea Checoslovaca. Por ejemplo, el primer avión Checo Su-25K tenía el número de serie 25508105003 y recibió como número de escuadrón el 5003. Como resultado de ello, los Su-25K tuvieron los siguientes números: 5003, 5006, 5007, 5008, 5033, 5036, 5039, 5040, 6017, 6018,6019,6020,8072, 8073,8074, 8075, 8076, 8077, 8078,8079 , 8080,8081,9013,9014,9093,9094,9098, 9099,1002,1003,1004,1005,1006,1007,1008 y 1027.

Continuará….
 
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Desde comienzos del verano 1984, un grupo de pilotos Checos comenzó su formación en el Su-25K, el 11 de junio el mayor Foantishek Novak realizó su primer vuelo que duró 40 minutos en el avión número 5007. La formación de las tripulaciones de las aeronaves se llevó a cabo con la ayuda de personal de la planta de Tbilisi. Durante 1985 se entregarón 8 aeronaves adicionales.

Después de la entrega en 1986 de 12 aviones más, comenzó a formarse un segundo escuadrón de asalto, en septiembre de 1986 todos los aviones participaron en los ejercicios del pacto de Varsovia "Amistad-1986".
Durante 1987 se entregaron dos tandas de aviones (la primera de 4 y la segunda de 8 aviones). Como resultado se formaron tres escuadrones con Su-25K. Al mismo tiempo (entre 1986 y 1987), se entregaron 2 aparatos de formación Su-25UBK con números 3237 y 3348. Cada escuadrón estaba compuesto para 12 aparatos Su-25K más 2 aparatos de formación para todo el regimiento.

Durante la operación de la aeronave, un Su-25K con numeral 5033 se perdió en un accidente. La estima del Su-25K fue muy alta, y los aviones de ataque fueron tratados con gran respeto (como lo demuestra una carta de agradecimiento del comandante del regimiento aéreo de Ostrava).

Después de la división el 1 de enero de 1993 de Checoslovaquia en dos Estados independientes, la República Checa y Eslovaquia, todos los equipos militares y equipos militares se han dividido entre los dos países en una proporción de 2: 1. Como resultado, la República Checa ha recibido 24 Su-25K y un Sukhoi Su-25UBK, mientras que Eslovaquia recibió en su Fuerza Aérea 11 aviones Su-25K y un entrenador Su-25UBK.

R. CHECA
Tras la escisión de Checoslovaquia en dos Estados, los aparatos de la República Checa estaban en la base aérea de Pardubice.
El 23 de septiembre de 1994, tras la reorganización de los aviones de la Fuerza Aérea Checa fueron trasladados a la 32 ª Base Aérea Táctica de Namesti

La Fuerza Aérea Checa disponía del Su-25K con númeral: 5003, 5006, 5007, 5008, 5039, 5040, 6019, 6020, 8076,8077,8078,8079,8080,8081,9013,9014,9093, 9094,9098,9099, 1002,1003,1004 y el su-25UBK : 3348.
(Todos los aparatos fueron dados de baja en diciembre del 2000 N.T.)

ESLOVAQUIA
La Fuerza Aérea de Eslovaca desplegó sus aviones Su-25K en la 2º Base de la Fuerza Aérea en Piestany. Pronto las aparatos de asalto fueron trasladados a la base aérea de Trencin y el 23 de septiembre de 1994 a Malaki-Kuchin

Eslovaquia recibió los Su-25K con numeral : 5036, 6017, 6018, 8072, 8073, 8074, 8075, 1005, 1006, 1007, 1008, 1027 y el Su-25UBK con el número 3237. El aparato 8072 se dio de baja después de un aterrizaje de emergencia en Sliake.
En 1997, Eslovaquia estaba considerando la compra de aviones Rusos Su-25TK. Pero después de un cambio de liderazgo en Eslovaquia, por razones políticas, se decidió "minimizar" los vínculos militares y técnicos con Rusia. (Estos aparatos fueron vendidos a Armenia N.T.)

BULGARIA

Bulgaria se convirtió en el segundo país del Pacto de Varsovia al que en 1985 se le entregaron los aviones de ataque Su-25K. Pilotos soviéticos volaron los aparatos a la Base Aérea de Bezmir en Bulgaria, que se encuentra cerca de la ciudad de Yambol (centro de Bulgaria). Las entregas totales fueron tres: las primeras dos en 1985 y la restante en 1986.
Como resultado, se formó un regimiento de aviones de ataque armado con 36 Su-25K, que fue puesto bajo mando unificado con sede en Stara Zagora.

La formación del personal de vuelo y técnicos comenzó con instructores soviéticos. Con el inicio de los vuelos de entrenamiento existieron dificultades ya que en 1985 no se habían entregado todavía los aparatos de formación Su-25UBK. Por lo tanto, la capacitación se llevó a cabo con 2 aviones MiG-15UTI, que tenía características similares al Su-25.
Después de la entrega en 1988-1989 de cuatro Su-25UBK, el entrenamiento de vuelo en el Su-25K se ha simplificado y se termino la necesidad de utilizar los MiG-15UTI.
Durante el entrenamiento un aparato Su-25K se estrelló: ocurrió 17 de abril 1989 y el piloto resultó muerto.

COREA

La República Popular Democrática de Corea fue otro país donde se exporto el Su-25K. Tras la experiencia del IL-10 en el conflicto de Corea, Corea del Norte mostró interés en la propuesta de la Unión Soviética para comprar sus Su-25K. En 1987 se decidió a comprar en la Unión Soviética un cierto número de estos aviones. Los Aviones se entregaron a Corea del Norte desde finales de 1987 hasta 1989
Como resultado, la RPDC recibió 32 Su-25K y 4 de entrenamiento Su-25UBK. Los aviones de ataque fueron desplegados en el aeródromo de Sancheong a 80 kilómetros de Pyongyang. El avión tenía el camuflaje de Europa Central. Los aparatos de ataque se concentraron en un regimiento que consiste de tres escuadrones con base en un aeropuerto bien protegido.

IRAQ
Iraq se convirtió en el primer país fuera del Pacto de Varsovia donde se exportó el Su-25K. En el curso de la guerra con Irán, Iraq envió a la URSS una petición de compra de Su-25. Se adquirieron 2 regimientos (en 1986 un regimiento y en 1987 el segundo). A Iraq los aviones llegaron en barco in montar. Allí se reunieron con un equipo de la fábrica de aviones de Tbilisi. Los pilotos iraquíes fueron entrenados por instructores soviéticos. Durante la guerra los Su-25 fueron máquinas importantes de la Fuerza Aérea Iraquí.
En total, Iraq ha recibido 69 Su-25K y 4 Su-25UBK (otras fuentes dicen 30 y que tuvieron un papel modesto en la guerra. N.T.)
Los Su-25K no estaban concentrados en un solo lugar y estaban estacionados en todo el país, incluidos los aeropuertos de: Talley, Yatikah y Bussorah.

Estos utilizaban el camuflaje del desierto estándar: arena, de color marrón oscuro y marrón-oliva en la superficie superior de la aeronave y celeste en la parte inferior. En la superficie superior e inferior del ala y la cola se aplicaron las marcas. Se le asignaron una numeración de cinco dígitos en negro. La información sobre el fuselaje y las alas, así como en la cabina del piloto, se realizó en los idiomas ruso e inglés.
Después de la Operación Tormenta del Desierto que tuvo lugar en 1991, la Fuerza Aérea iraquí mantuvo cerca de 20 aviones (según fuentes occidentales). Para salvar sus aviones durante la guerra, Saddam Hussein envío aviones a Irán. Entre los 9 aparatos Su-25 enviados a Irán solo llegaron 7 aparatos, ya que 2 fueron derribados por aviones de EE.UU.( los últimos 3 aparatos en servicio fueron visto en un desfile en 2002 N.T.)

IRÁN
Como se mencionó anteriormente, durante la Operación Tormenta del Desierto, 7 Su-25 iraquíes fueron transferidos a Irán, donde se encuentran hasta el presente. Todos los aparatos se incorporaron en su fuerza aérea.(Algunas fuentes dicen que se incorporaron posteriormente 6 Su-25 más N.T.)

ANGOLA
Angola fue el último Estado que compró los Su-25K antes del colapso de la Unión Soviética. La Fuerza Aérea del país africano recibió un pequeño lote de Su-25. Las entregas se realizaron entre 1988-1989. Llegaron por vía aérea desmontados en contenedores especiales. A su llegada a Angola, los aviones fueron montados por equipos las fábricas de Tbilisi y Ulan-Ude. En total fueron 12 aviones Su-25 K y 2 Su-25UBK. La aeronave contaba con un camuflaje estándar del desierto. Inicialmente los aviones fueron desplegados en la base aérea de Namibia, donde los pilotos fueron entrenados y en donde tres aviones se perdieron. Posteriormente los aviones fueron dispersados a bases aéreas en Saurimo, en el nordeste de Angola, Luanda y en la costa occidental de Angola. (Posteriormente recibieron más ejemplares N.T.)

PERÚ
En 1998 la compañía de exportación de armas de Belarús "Beltechexport" vendió a la Fuerza Aérea del Perú Su-25 y Su-25UB. Perú compró los aviones de la Fuerza Aérea de la República de Belarús con una reducida vida útil.
En total, cerca de 10 Su-25 y 8 Su-25UB. Belarús también se comprometió a suministrar piezas de repuesto a través de terceros países. Además de la operación de ataque a tierra, el Su-25 se utiliza también para combatir los cárteles de drogas. Los aviones se encuentran en el aeródromo de Talara.

Etiopia
En el primer trimestre de 2000 Etiopía compro 4 Su-25: 2 de la versión Su-25UBK y 2 Su-25T. Los aviones de formación Su-25UBK fueron tomados de unidades de combate y los Su-25T fueron obtenido a partir del centro de Lipetsk y adaptados para la Fuerza Aérea de Etiopía. La formación de los pilotos se llevaron a cabo en Rusia en el centro de Lipetsk. La preparación de las maquinas se llevó a cabo en la planta de reparación de aeronaves 121 (Kubinka).
Después los aparatos fueron entregados por vía de AN-22 e IL-76 en Etiopía donde
participó en los combates entre Etiopía y Eritrea.
Uno de los Su-25UBK se perdió por lo que la Fuerza Aérea de Etiopía se equipa sólo con 2 Su-25T y 1 Su-25UBK.

CONGO
En 1999, entre la República del Congo y Georgia se firmo un contrato para la venta de 10 Su-25K . En diciembre de 1999 Georgia entregó cuatro Su-25K. A principios del 2000 al país africano le proporcionaron otros 6 aviones. Estos aviones no parecen ser usados muy intensamente. (Dos se han perdido en accidentes N.T.)

MACEDONIA
Tras el estallido de las hostilidades en agosto entre Macedonia y los terroristas albaneses, la Fuerza Aérea adquirió tres Su-25K y 1 Su-25UBK. Las máquinas fueron suministradas por la compañía “Ukrspetsexport” y provenían de la Fuerza Aérea de Ucrania. Después de la pre-venta, el 21 de junio 2001 fueron entregados en Macedonia vía aérea. Además Ucrania llevo a cabo la formación de pilotos y personal técnico
El avión fue utilizado activamente en los ataques a los militantes, incluyendo acciones conjuntas con los Mi-24 y en un corto periodo de funcionamiento fueron muy apreciados por el ejército macedonio. (En 2004 se elimino la fuerza aérea y en 2005 se vendieron a Georgia)

AFGANISTÁN
Con la retirada de las tropas soviéticas de Afganistán, las tropas a las fuerzas armadas de la República de Afganistán heredaron una cantidad considerable de equipo militar. Los datos sobre el número de aviones y helicópteros enviados a la Fuerza Aérea Afgana son contradictorias, en varios informes de fuentes extranjeras se indican que aproximadamente entre 24-30 MiG-23 y MiG-21, 10-20 caza-bombarderos Su-22, helicópteros Mi-24, Mi-25 , Mi-35, Mi-8 y Mi-17, 18-24 aviones de entrenamiento L-29 aviones de transporte An-12 An-14, AN-24, AN-26, AN-30 y AN-32.

Algunas fuentes extranjeras sugieren que a la Fuerza Aérea de Afganistán le han sido transferidos cerca de 50 Su-25 . A finales de 1991, según una revista anual que publica el Almanaque de la tecnología militar de las fuerzas armadas del mundo, la F.A. Afgana disponía unos 90 Su-7, Su-20, Su-22 y 50 Su-25. En esta cifra claramente están infladas.

Negar la existencia, al menos a principios de los 90-s, de los Su-25 en Afganistán no es posible porque en diciembre de 1992, durante la batalla de Kabul, entre el gobierno y los grupos armados de Massoud , Abdul Rashid Dostam y Hekmatyar, Dostam amenazó con utilizar cazabombarderos desde una base aérea en Mazar-e Sharif. En respuesta a esta amenaza apareció un Su-25 desde el aeródromo de Bagram y voló sobre Kabul para apoyar al gobierno.
Lo más probable, es que en el territorio de Afganistán quedó un número de Su-25 después de la retirada soviética, aunque su estado técnico debió ser pobre.

Después del colapso de la Unión Soviética en 1991, las antiguas unidades militares existentes en las repúblicas pasaron a formar parte de los nuevos estados.

BELARÚS
El segundo país de la CEI con mayor número de aviones Su-25 es Belarús. Inicialmente en su territorio había dos regimientos de aviones de asalto en la base aérea de la ciudad de Pruzhany, el 206º OSHAP y el 397º OSHAP. Durante el re despliegue del 378º OSHAP de la República Democrática de Afganistán, se desplegó en Postavy.

Después del colapso de la Unión Soviética, todos los aviones fueron trasladados a una base aérea cerca de la ciudad de Lida.
En total, la Fuerza Aérea de Belarús recibió 81 Su-25 y 19 Su-25UB.
En el territorio de Belarús está el taller de reparación de aeronaves 558º en Baranovichi, donde los aparatos de asalto se reparan.

UCRANIA
Antes del colapso de la Unión Soviética, en Ucrania había tres regimientos de aviación, que incluían Su-25 .
Durante 1989-90 se disolvió el 90 º OShAP de Artsiz.
Atualmente en Ucrania hay dos regimientos de Su-25 en la base aérea de la ciudad de Chortkiv. En total en Ucrania quedaron 92 aviones Su-25 de diversas variantes.

GEORGIA
Hasta 1991, en la fábrica de aviones Tbilisi fueron construidos varios Su-25 que nunca fueron entregados al cliente (la Fuerza Aérea Soviética), durante los combates entre Georgia y Abjasia se adquirieron y perdieron varios aparatos. (De la guerra del 2008 prácticamente no participaron. Actualmente dispones de un número muy limitados de aparatos. N.T.)

TURKMENISTÁN
Después de la firma por la Unión Soviética del Tratado sobre Fuerzas Convencionales en Europa, en Kyzyl-Arvat en Turkmenistán se organizó el almacenamiento de aparatos retirados de la parte europea de la URSS.
Después del colapso de la Unión Soviética, 46 Su-25 quedaron en manos turcomanas.
En 1999 varios Su-25 fueron enviados para su reparación en Tiflis como pago de deudas gasíferas, tras lo cual fueron trasladados a la base aérea en el Ak-Tepe. Se calcula que 18 Su-25 estaban operativos.

ARMENIA
Después del colapso de la Unión Soviética, la Fuerza Aérea de Armenia o disponía de Su-25. Pero en el curso de las hostilidades del conflicto de Karabaj entre Armenia y Azerbaiyán, a través de canales informales, Armenia tienen "éxito" sen conseguir 4 o 5 aparatos de ataque y dos aparatos de formación. Posteriormente Armenia adquirió mas aparatos.(en total 15 Su-25 , Su-25K y Su-25UBK N.T.)

AZERBAIYÁN
Azerbaiyán ha recibido su primer Su-25 en abril de 1992, cuando fue robado de la base de Cita Té. Posteriormente, Azerbaiyán por canales ocultos consiguió 5 aviones SU-25 además de uno robado a la Fuerza Aérea de Georgia, durante los combates con Armenia se habrían perdido cerca de 4 aviones. A principios de 2001 quedaban en Azerbaiyán tres Su-25.

UZBEKISTÁN
Hasta 1990, en la base aérea fue Chirchik se albergaban un total de 20 Su-25 y Su-25UB. Después de 1991, todas las aeronaves quedaron en propiedad de Uzbekistán y fueron trasladados a la base aérea de Chirchik.


KAZAJSTÁN
En diciembre de 1995, la Fuerza Aérea de Kazajstán recibió 12 aviones Su-25 y 2 Su-25UB procedentes de Rusia como compensación por el retorno de un Tu-95 de una base aérea situada en el territorio de Kazajstán.
Aviones fueron desplegados en la base aérea de Shymkent Kazajstán del Sur),

CHAD
Compró 4 Su-25 y 2 Su-25U a Ucrania en 2008.N.T.

COSTA DE MARFIL
Dos Su-25 de este protagonizaron un conocido incidente con tropas francesas, ambos fueron destruidos en un ataque de represalia. N.T.

GAMBIA
Gambia operaba por lo menos un Su-25 en 2008 N.T.

GUINEA ECUATORIAL
Dos Su-25 y dos Su-25UB fueron entregados a guinea ecuatorial en 2005. N.T

SUDAN
Recibió por lo menos 11 Su-25 de Belarús en el 2008. N.T.

ERITREA
Eritrea recibió por lo menos 6 Su-25 entre 2001 y 2006. N.T.

Continuará….
 
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ANEXO

FECHAS CLAVE EN LA HISTORIA DEL Su-25 Y SUS VARIANTES

15 de marzo de 1968
Las primeras conversaciones sobre una nueva aeronave de ataque tuvieron lugar entre A.S Samoyvovichem y Y. Ivashechkin.

12 de mayo de 1968
Se formulado los primeros requisitos para una nueva aeronave de ataque

29 de mayo de 1968
Se muestran los primeros esquemas elaborados del aparato de ataque al Diseñador General P.O Sujoi.

29 de junio de 1968
Reunión con P.O. Sujoi en la que se decidió desarrollar el prospecto de avión

5 de julio de 1968
El Diseñador General P.O. Sujoi anunciado el desarrollo de un nuevo avión de asalto al Ministro de la industria de la Aviación P.V. Dementyev

2 de agosto de 1968
Se finalizó el prospecto de la aeronave

6 de agosto de 1968
Se envió un folleto al ministro de la Industria de la Aviación P.V. Dementyev.

8 de agosto de 1968
Se envió un informe al Comandante de la Fuerza Aérea K.A. Vershinin, al Comandante de la Armada S.G. Gorshkov y al Presidente del comité científico del ministerio de defensa N.N. Alekseev.

09 de agosto de 1968
Se envió un folleto al director del TsAGI, G.P. Svischevu

29 de agosto de 1968
P.V. Dementyev informó sobre el desarrollo del avión de ataque a tierra en la OKB Sujoi al ministro de Defensa soviético A.A. Grechko.

Agosto-Septiembre de 1968
Se elaboro la propuesta para el concurso de avión de ataque ligero LSSh

19 de marzo de 1969
Se emiten los requisitos de la Fuerza Aérea (TTT)

Marzo de 1969.

El ministerio de la industria de la aviación lanzo el concurso para la aeronave de ataque LSSh
Junio de 1969
Concurso de diseño preliminar del MAP

A partir de 1970
Con lo que el diseño de aeronaves SPB a la LSSh nivel

Julio de 1970
Empieza la construcción de las piezas del prototipo T-8 (LSSh) en la planta de aviación de Novosibirsk

Agosto de 1971
Se cambiaron los requerimientos del cliente. La velocidad de vuelo cerca del suelo se incrementa hasta 1200Km/h

Setiembre de 1971
Conversación entre P.O.Sujoi y una comisión con pedidos de la Fuerza Aérea.

6 de enero de 1972
Se iniciar el diseño de un prototipo T8-1 con motores R9-300.

23 marzo de 1972
El MAP emitió una orden para el desarrollo del diseño del T8

15 de julio 1972
En el proyecto LSSh se realiza un modelo en tamaño real del T8-1.

12 a 15 septiembre de 1972
Una Comisión del MAP aprueba el diseño de los prototipos.

25 de diciembre de 1972 r
Como ingeniero encargado del prototipo T8 se designa a Yu.V. Iashvchkin.

29 de noviembre de 1973
Se designa al ingeniero V.L. Vasiliev como ingeniero en jefe de las pruebas del prototipo T8-l.

Abril de 1974
El montaje del fuselaje del T8-1 es inspeccionado por P.V. Dementyev y por decisión de los ministros MAP, MOP, MCI y la Fuerza Aérea se establece la construcción de los prototipos T8-1 y T8- 2 del Su-25.

12 Septiembre de 1974
El fuselaje del T8-1 se llevó al laboratorio de pruebas estáticas (Ingeniero en Jefe A.I. Grigorenko).

26 de septiembre 1974
El avión T8- l se trasladó del taller de montaje para realizar pruebas.

09 de octubre de 1974
Yu.V. Ivashechkin fue nombrado ingeniero en jefe del T8-1

13 de noviembre de 1974,
El avión T8- l fue transportado al laboratorio para pruebas en la planta motriz (Ingeniero en jefe de la prueba K.N. Matoeev) .

23 a 24 noviembre de 1974
El Avión T8-1 se traslado a la OKB Sujoi.

Diciembre de 1974
Por decisión del ministerio, una Comisión de la VVS-MAP presidido por el general de la la Fuerza Aérea A.N. Efimova realiza pruebas experimentales en los aviones prototipos T8-1 y T8-2.

25 de diciembre de 1974
El avión T8-1 realiza los primeros carreteos.

03 de enero de 1975
Durante un carreteo se eleva la nariz.

09 de enero de 1975
El MAP dio permiso para el primer vuelo de la aeronave T8-1 a realizarse el 13 de enero 1975.

13 de enero de 1975
El primer vuelo del T8-1 no se llevó a cabo por una falla en el motor R9-300,

06 de febrero de 1975
Una comisión encabezada por A.N. Efimova estudia el fallo del motor R9-300 y la eliminación de las causas identificadas

21 de febrero de 1975.
En primer rodaje con el motor R9-300 ajustado.

22 de febrero de 1975
El primer vuelo del T8-1 (piloto, V.S. Ilyushin).

19 de marzo de 1975 r.
El comandante de la fuerza aérea Kutakh inspeccionar la aeronave

01 de abril de 1975
El director del GK NII VVS I.E. Gaydayenko examinó el T8-1.

Del 4 Julio hasta 21 de agosto de 1975
Se realizan pruebas de disparos y estabilidad de la planta motriz con cohetes y cañones.

22 de agosto de 1975 r.
La comisión le entrega a A, N. Efimova los resultados de las pruebas.

15 de septiembre de 1975 r.
Murió el Diseñador General P.O. Sujoi.

24 Septiembre de 1975
El avión T8-1 es presentado al Comandante I.G. Pavlovsky.

12 de noviembre de 1975.
Llegan del Ministro de Defensa de la URSS A.A. Grechko, PS Kutahova, y del ministro de Aviación, V.A. Kazakova a la planta"

26 de diciembre de 1975
El primer vuelo de la aeronave T8-2 (piloto, V.S Ilyushin)

4 a 5 junio de 1976
Se exhibe el aparato T8-2 en Tbilisi, al primer secretario del Partido Comunista de Georgia E.A, Shevardnadze (piloto V.S. Ilyushin)

07 de junio de 1976 .
Se emite la orden del MAP para que el avión de ataque Su-25 se fabrique en serie en la fábrica de aviones de Tbilisi. G.K Dimitrov.

17 de junio de 1976
Decisión de Comité central del concejo de ministros de la URSS para desarrollar el nuevo sistema de armas.

29 de junio de 1976
Resolución del Comité Central del Consejo de Ministros de la URSS para el pleno desarrollo del Su-25, su puesta en producción y el desarrollo de
los proyectos Su-25R, Su 25UB y Su-25K

07 de diciembre de 1976
Primer vuelo del T8-2A después de su remonitorización con el motor R95Sh


Febrero de 1977
El prototipo T8-2d comenzó a volar con el estabilizador horizontal con dietro de alrededor de 5º

1977.
Se comienza el diseño del proyecto T8UB

29 de marzo de 1977
La aeronave prototipo T8-2D se envían a la base aérea de Kubinka para ser proada por una comisión de la Fuerza Aérea.


Abril de 1977
El GK NII VVS "presenta un informe sobre los aviones Cessna A-37 apturados en Vietnam.

1978
Se da inicio al proyecto Su-25R

26 de abril de 1978
El avión T8-1D es 'presentado a las pruebas estatales conjuntas.

21 de junio de 1978
Realizó su primer vuelo el T8-1D con motores R95Sh.

29 de junio de 1978.
La aeronave T8-2D se expone en el suelo y en el aire al ministro de Defensa de Polonia, Mariscal Wojciech Jaruzelski (piloto E. Soloviov)

11 de julio de 1978 .
Llegan delegaciones militares de Hungría, Corea del norte y Checoslovaquia a Kubinka para observar el Su-25

18 de junio de 1979
El primer vuelo del T8-3 ensamblado en la fábrica de Tbilisi, (piloto J.D. Egorov)

19 de septiembre 1979
El primer vuelo del T8-4 ensamblado en la fábrica de Tbilisi, (piloto V.S. Ilyushin)

19 de septiembre 1979
Por decisión del Consejo de Ministros se ordena desarrollar y construir el Su-25T

Continuará....
 
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15 de febrero 1980 .
Yury Ivashechkin fue nombrado Jefe interino de Diseño del T-8

10 de marzo 1980
El prototipo T8-5 sale de la planta de ensamblaje de aviones de Tbilisi ( piloto, A.D. Eropov)

Del 16 de abril hasta el 05 junio de 1980
Operación Diamante

25 de junio de 1980
El T8-5 sufre un accidente y el piloto de pruebas Yury Yegorov murió.

30 de diciembre de 1980
Se completaron las pruebas estatales conjunta

19 de enero de 1981
Se estrelló el avión T8-1D debido a una perdida de control , el piloto A.D. Ivanov se expulso

1981
Empezar a construir la estructura del avión T8UB-1 en la OKB Sujoi.

Mayo-junio de 1981
Preparación para la operación en la republica democrática de Afganistán de la escuadrilla 200º OSHAP

Entre el 19 de julio 1981 y octubre de 1982.
Operación "examen" (pruebas con el ejército en un combate real)

1982
Comienza el diseño del T8M

Enero 1983
V.N. Babak fue nombrado jefe de diseño

Enero 1983
Inicio de la construcción del T8M-1

1984.
Puesta en marcha la producción en serie del Su-25UB en la planta de Ulan Ude

17 de agosto 1984
Realizó su primer vuelo el T8M-1

27 de junio 1985
Realizó su primer vuelo el T8UB-1 de serie.

10 de agosto 1985
Realizó su primer vuelo el T8UB-2

13 de diciembre 1985
Finalización de los ensayos en fábrica del T8UB-1

14 de noviembre 1985
Finalización de los ensayos en fábrica de T8UB-2

Enero 1986
Por decisión del Comité Central del Consejo de ministro de la Unión Soviética se estableció la versión del Su-25T

17 de septiembre de 1986
El primer vuelo del T8M-3

31 de marzo de 1987
Por resolución Nº 386-87 del Consejo de Ministros de la URSS se adoptó oficialmente en servicio el Su-25

Primavera de 1987
Fin de las pruebas estatales de la aeronave T8UB

Junio de 1987
Por decisión del ordenó el
desarrollo del avión de formación naval T8UTG

Diciembre de 1987
Por decisión Comité central del Consejo de Ministros de la URSS se ordenó desarrollar un avión remolque de blancos T8BM

1988
Se inicia el desarrollo de la aeronave Su-25UTG.

04 de febrero de 1988
Primer vuelo del prototipo T8-14 con motores R-195

13 de diciembre de 1988
Primer aterrizaje del avión T8UTG con enganche de cable y despegue en una cubierta simulada

De 30 de Julio al 30 de agosto de 1989
Participación de los aviones T8M-2 y T8M-4 en ejercicios militares,

22 de marzo de 1990
Primer vuelo del Su-25BM

26 de junio de 1990
Primer vuelo del Su-25T de pre-serie

4 de febrero de 1991
Primer vuelo de la aeronave T8TM-1

1991
Desarrollo de tres prototipos de aviones T8TM

1993.
Preparación para la producción de aeronaves Su-25TM en Ulan-Ude.

Julio de 1995.
Finalización de la construcción de un Su-25TM

02 1998
Se inició el programa de modernización de los Su-25 S al nivel de Su-25SM y Su-25UB a Su-25UBM

En el 2000 se simplifica el paquete de modernización para reducir costos N.T.

El 3 de marzo del 2002 vuela el primer prototipo de Su-25SM N.T.

En diciembre de 2006 se entregan los primeros 6 Su-25SM de serie N.T.

En diciembre del 2008 vuela el primer prototipo de Su-25UBM N.T.

Para finales de 2010 habría cerca de 30 Su-25SM modernizados N.T.

Continuará....
 
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PRINCIPALES DIFERENCIAS ESTRUCTURALES ENTRE LAS AERONAVES T8-1 y T8-2 Y LOS AVIONES SU-25

Es interesante considerar las diferencias fundamentales entre los prototipos T8-1 y T8-2 con respecto a los aparatos de serie Su-25.
Los principales factores que determinan estas diferencias son:
- diferentes tipos de motores utilizados como planta motriz;
- La diferencia en las características de masa, lo que llevó a un cambio en las características geométricas;
- Cambio en el diseño de las aeronaves asociadas con el uso de nuevos equipo y armas;
- Los cambios de diseño o equipos para mejorar la supervivencia de combate, el avance tecnológico y la experiencia con las aeronaves.

Las principales diferencias externas entre las aeronaves T8-1 y T8-2 con respecto
del Su-25 son los siguientes:

- Se acortó en 21 mm la parte delantera del fuselaje con un fuerte corte oblicuo bajo la ventana del telémetro láser "Fon";

- Se modificaron los contornos completos de la nariz y el fuselaje delantero que están asociados con el uso como cañón integrado de una instalación SPPU-22 con un cañón GSh-23-2
- Se movió 21 mm a la izquierda del plano de simetría el tren delantero como consecuencia de la instalación del cañón;
- Se acortó en 240 mm el fuselaje trasero, con la parte inferior de la planta motriz menos rectilínea debido a la falta de los cartuchos IR y Chaff;
- La puerta del contenedor del paracaídas de frenado se abría hacia el costado;
- Se acorto la cola del carenado de la antena del sistema "Pion", con los generadores en paralelo a la parte superior del fuselaje;
- Tiene un diferente corte en el fuselaje de los aviones de producción , el ajuste del estabilizador (debido a que tiene un ángulo diferentes):
- La falta de entrada de aire para enfriar los generadores en la base de la quilla (debido a un diferente circuito de refrigeración de los generadores de corriente continua);
- Una menor toma de aire y conductos de los motores con un plano de entrada perpendicular a la construcción del fuselaje
- Cambio de las líneas y longitud de las góndolas del motor R9-300 que tiene la caja de reducción en la parte superior;
- Hay diferencias en la forma de las góndolas de la toma de aire y el carenado del motor a raíz de los paneles del ala. Se encontraron diferencias significativas en la geometría y el diseño del ala y sus componentes en las aeronaves T8-1, T8-2 y Su-25.
-El alargamiento de las alas de las aeronaves T8-1 y T8-2 es igual a 5, mientras que en los Su-25 de serie es igual a 6. La superficie del ala de los prototipos forma perfiles definidos por tres secciones con sus leyes de la distribución de la curvatura y la torsión.
-Inicialmente los aero-freno del aeroplano T8-2 estaban situados en la parte inferior de los lados de las barquillas motrices, lo que produjo un reequilibrio sustancial el avión pero un rendimiento relativamente bajo de los medios de frenado.
Posteriormente, el Su-25 comenzando con el prototipo T81-D fue equipado con los aero-freno ubicados en góndolas instaladas en los extremos de las alas.
Inicialmente, la superficie total de los aero-frenos fue de 1,2 m2. Más tarde se incrementó a 1,8 m2. Las placas individuales del aero-freno del T8-1 D han sido sustituidas por dobles en las aeronaves de serie. Los aerofrenos de cada góndola tienen una conexión cinemática entre ellos para su plegado y un cilindro hidráulico individual para su despliegue.
-Las alas de los aparatos T8-1 y T8-2 no tienen "dientes" en los tramos finales de los Slats y el Slats mismo consta de 4 secciones con dos posiciones: retraído (vuelo) y desplegado (en despegue y aterrizaje).
En los aviones de producción se agrego una posición adicional (maniobrabilidad).

Los Flaps son de dos piezas e intercambiables entre sí entre lo prototipos y los aparatos de producción. Con una cuerda constante, difieren en sus alcances y sus perfiles optimizados para los ángulos de desviación.
La envergadura de los Flaps de los T8-1 y T8-2 es menor en comparación con el avión de producción (debido a la separación del puente fijo, debido a su vez por la necesidad de dar cabida a los ***** de suspensión).
Los Flaps en los aviones T8-1 y T8-2 tiene dos posiciones: retraído (vuelo) y desplegado (despegue y aterrizaje). Las aeronaves de producción tienen una posición más intermedia (maniobra). El ángulo de desviación de los flaps en los T8-1 y T8-2 es de 32.5º en ambos. El ángulo de desviación del flaps en los aviones de producción es respectivamente, 40º y 35º para las secciones interiores y exteriores.
Los cilindros hidráulicos de control de los flaps T8-1 y T8-2 son de una sola cámara, en el Su-25 de doble cámara. Los cilindros de los aviones de producción se colocan dentro de los paneles de las alas, mientras que en los T8-1 y T8-2 los cilindros fueron colocados en cuatro carenados individuales, que se encuentran en la superficie superior del ala, lo que conduce a una mayor resistencia aerodinámica.


Los alerones de los prototipos tienen una menor superficie y envergadura para grandes ángulos de desviación. Los alerones no disponían de un sistema de asistencia hidráulico.
A diferencia de los aviones de producción masiva, en los prototipos los puntos de suspensión, tecnológica y estructuralmente representan unidades separadas,
en los prototipos T8-1 y T8-2 los puntos de suspensión eran dobles para colgar bombas en "tándem".
En el avión de ataque de serie los puntos de suspensión eran bastidores estándar BDZ-25. Esto condujo a una disminución significativa en la capacidad de carga. En este caso, el peso de la carga de bombas máxima se redujo de 5000 kg a 4000 kg (cambio consultado con el cliente).
Mención especial merece las diferencias en el sistema de control y las superficies de control entre las aeronaves T8-1, T8-2 y el Su-25.

La prolongada elaboración y acabado de las características de estabilidad y control de aeronaves T8-1 y T8-2 para cumplir las necesidades del cliente llevó a un cambio significativo en las superficies de control, así como en la mecanización del ala del Su-25 en comparación con los aviones experimentales. Las diferencias más significativas es en la apariencia de las superficies de sustentación.
El ala de los Su-25 de serie tiene una superficie y extensión más grande en el ala mientras se mantiene la base trapezoidal "heredada" de las aeronave T8-1 y T8-2.
Junto con esto, los aviones de producción presentan "dientes" en las secciones externas del Slats. Además "un cuchillo" en el borde de salida de las secciones externas de los Flaps. También se acortó a 0,5 m el largo de los aero-frenos en las góndolas.

Las alas de los aviones y T8-1 y T8-2 se crearon, teniendo en cuenta los perfiles aerodinámicos, en tres secciones principales con sus propias leyes de curvatura. La fractura en la superficie de los paneles en la zona de la sección media condujo a una complicación considerable de la estructura del ala, el deterioro de la efectividad y el aumento de peso.
La superficie del ala en los Su-25 de serie se da en dos secciones básicas.

El Slat tiene tres posiciones: de vuelo, aterrizaje y maniobra. En los prototipos no hubo tercera posición. Los flaps de las aeronaves de producción también cuentan con tres posiciones mencionadas.

En el alerón derecho del avión experimental, estaba el compensador, el cual se elimino al instalar la asistenta hidráulica en el canal transversal.
El área del estabilizador horizontal y del timón de dirección del T8-1, T8-2 y el Su-25 son idénticos.
Las principales diferencias son las siguientes:
- Estabilizadores horizontal de los aviones T8-1 y T8-2 tienen un efecto transversal en "V" negativo y el Su-25 positivos;
- Las dos mitades del elevador de los aviones T8-1 y T8-2 tienen un área más pequeña y no tiene "cuchillos" en el borde de salida, la forma del compensador de ajuste es diferente y en los aviones de producción no tienen compensación aerodinámica y de equilibrio de peso.

Además, las dos mitades del elevador de los aparatos de producción están equipados con resortes de compensación aerodinámica e equilibrio de peso. El elevador tiene un mayor rango de desviación angular.
El estabilizador es totalmente ajustable, pero los ángulos de las permutaciones son diferentes.
Los planos verticales de cola de los T8-1 y T8-2 tienen valores más pequeños de superficie.
El timón de dirección tiene más compensadores de ajuste en los aviones prototipo. En el extremo del timón de dirección se enmarca una superficie de control independiente, el amortiguador de guiñada.


CARACTERÍSTICAS DEL PROTOTIPO T8-1D

El prototipo T8-1D se convirtió en el prototipo de los Su-25 de serie.
Las principales diferencias del prototipo T8-1D con respecto al T8-1 son:

- La “bañadera” blindada para el piloto, hecha de titanio soldado con un espesor de entre 10-24 mm;
- Aumentó la superficie de las alas a 30.1 m2, con una extensión igual a 6, Slats de 5 secciónes, Flaps de dos secciones, sin puentes entre las secciones interiores y exteriores , alerones con aumento de la superficie, cilindros actuadores carenados en la superficie de las alas;
- Se alargó en 210 mm y 240 mm respectivamente la parte delantera y trasera del fuselaje;
- Se aumento el volumen de las góndolas para el nuevo motor R95Sh;
- Se aumento las tomas de aire y se inclinó 7º el plano de la sección de entrada;
- Cambios en los carenados y la geometría del ala y paneles del fuselaje;
- Las superficies verticales de cola, aumentó a 4,65 m2 y fue equipada con un amortiguador de guiñada.
Entre otras diferencias de diseño de la aeronave T8-1D y la de serie debemos incluir:
- Diferencia en el diseño del equipamiento y la capacidad de los tanques de combustible del fuselaje
- Disminución en 300 L la capacidad total;
- La presencia de sólo el sistema abierto de recarga de combustible;
- Modificación de la ubicación de las escotillas en el fuselaje;
- No hay cartuchos IR y Chaff, así como algunos otros medios de defensa. El complejo de supervivencia en combate se presentó "truncado" en principio. En particular, en el T8-1D falta:
La protección blindada del tanque de aceite del motor, el sistema de protección del tanque de combustible sobre la base de una esponja de látex, el sistema de protección contra incendios a base de láminas de fibra de vidrio que llena el espacio entre las paredes de los tanques de combustible, los compartimientos de los motores y los ductos de aire


Continuará....
 
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DESARROLLO DE EW SOBRE EL SU-25

Los equipos originales de los aviones Su-25 incluyen: una estación de alerta de irradiación (RWR) “Abedul” (SPO-15 N.T.), un jammer (SAP) "Siren" (más tarde reemplazado por el SPS-141 MVG "Siren" en una versión en contenedor) y el liberador automático de señuelos ASO-2V1 con cartuchos infrarrojos y de chaff.

Sin embargo, la aparición de nuevos medios y armamento en el teatro de combate requiere el establecimiento de medios más eficaces de guerra electrónica basados en tecnología digital, con una alta especificación, lo que condujo a la necesidad de diseñar y adaptar a las aeronaves con los nuevos medios de contramedidas electrónicas.

El sistema de alerta de irradiación, el jammer y el dispositivo de liberación de señuelos se vincularon en un complejo de guerra electrónica llamada "Irtysh", que se instaló en el Su-25T
Como resultado, el RWR “Abedul” (SPO-15 N.T.) fue reemplazado por el L-150 "Pastel"(también conocido como SPO-32 N.T.), el jammer SPS-141 MVG "Siren" se reemplazo por el Gardenia, el dispositivo de lanzamiento de señuelos ASO-2VM por el UV-26S.
El reequipamiento de las aeronaves con el L-150"Pastel" ha permitido:
- La coordinación de los elementos individuales en el complejo de contramedidas electrónicas "Irtysh" con la gestión de una sola computadora;
- Una gran expansión de la gama de frecuencias y de señales de radio detectada (RWR);
- La duplicación de la capacidad para identificar las señales;
- La posibilidad de actualización rápida del banco de datos de señales;
- La posibilidad de orientación de misiles guiados por radiación a blancos que emiten.

La retroadaptación de los equipos de jammer de las aeronaves se llevó a cabo en el siguiente orden: "Lila"> "Siren"> "Gardenia"> "Omul"> "MSP", según las series y las modificaciones de las aeronaves. Los sistemas "MSP" y MPS-410 "Omul" son los sistemas más avanzados y están diseñados para su instalación en los Su-25TM, Su-25SM y Su 25UBM.

La implementación del jammer "Lila", "Siren" y "Gardenia" es en un contenedor y el MPS-410 "Omul” en dos.
El SPS-141 MVG "Siren" es intercambiable con la estación "Lila" y se diferencia de ella en la posibilidad de establecer varios tipos de interferencia y protección efectiva de las aeronaves en el hemisferio trasero.
El sistema de "Gardenia" superó la fase de ensayos en vuelo, pero la producción en masa no se concreto debido a los muy altos requisitos técnicos impuestos.

El Jammer MPS-410 "Omul" fue desarrollado para el nivel de exigencias actuales para la protección de los aparatos de ataque a tierra y se convirtió en el prototipo de la nueva estación "MSP"

El equipo de liberación de señuelos UV-26S hizo posible introducir varios cartuchos nuevos. Para la protección contra misiles con guía infrarrojos en el Su-25T se introdujo el sistema de jammer infrarrojo L166 “Sukhogruz” para cegar la cabeza de los misiles de guía infrarroja. Más tarde, en el Su-25TM se supone establecer un sistema mejor, SNOEP.

Para confundir las defensas aéreas enemigas, en el Su-25TM se supone que se instalara el contenedor de aviones señuelos ALSh basado en contenedor B-13l.
En relación con el aumento de las necesidades, para el Su-25TM fue desarrollado avanzados sistemas.
La necesidad de modernización del Irtysh se debió a las mayores necesidades para maximizar la eficacia de la seguridad de la aeronave de ataque , así como para afrontar los retos de desarrollar nuevos medios de guerra electrónica en la gama de radio, óptico y de ondas infrarrojas.


INFORMACIÓN SOBRE EL MOTOR R9-3OO

Los turborreactores sin post combustión R9-300 (producto 39) fue desarrollado por la Oficina de Diseño "Soyuz" en Ufa y se basa en el turborreactores con post combustión RD-9F.
El trabajo en el motor P9-300 comenzó en la UMKB "Soyuz" en 1970.
En contraste con el RD-9F, la modificación R9-300 en una variante sin post combustión con una tobera acortada y ajustable en dos posiciones, controlada por tres servomecanismos, disponía en la parte inferior la caja de reducción. En la parte delantera del motor se encuentra el generador de corriente GO4PCH4 impulsado por el eje del motor a través de una caja de reducción.
La comisión encargada de los prototipos, en septiembre de 1972 ha confirmado la viabilidad de los parámetros para utilizar en la primera fase del Su-25, los motores R9-300.
En el mismo año que se aprobó el proyecto técnico del motor R9-300 se estableció un calendario para la entrega de los motores para llevar a cabo ensayos de vuelo en el tercer trimestre 1974.
Este proyecto requería en poco tiempo un gran volumen de trabajo: la terminación de la documentación de diseño, la fabricación y acabado de los motores prototipos y la culminación de las pruebas de la empresa, del TsIAM y el NIIAS que verificarían y darían lugar a la admisión para pruebas de vuelo.

En la unión de producción de motores de Ufa (UMPO) fue organizado para la fabricación nuevos talleres. Con la modificación de las unidades del RD-9F procedentes de UMPO y nuevos componentes, el montaje de los motores R9-300 fue producido en UMKB Soyuz.
En total, para las pruebas, incluido el vuelo, se produjeron 18 motores R9-300.
Coordinó los trabajos en el motor, el diseñador en jefe S.A. Gavrilov . Director técnico y jefe de diseño G.G. Petrov, subjefe de diseño, A.M. Suov.
Otra contribución a la ejecución exitosa y oportuna de los trabajos en el motor de la primera fase de ensayos en vuelo del Su-25, fue realizado por la brigada de termodinámica y dinámica de gases (H.S.Gumerov, A. J. Magadeev, Y. Rumyantsev, M.A. Sidorkin) , la brigada de diseño (G.K. Suvorov, I.P.Karpus, Y. Alekseev y E.V. Sidorov), El líder del equipo de automatización de combustible M. Akhmetov y los ingenieros principales del Departamento de Pruebas E.M. Sadowski y F.M. Sharafutdinov .

Hasta el 10 de noviembre de 1975 las pruebas de vuelo del Su-25 se realizaron con los motores R9-300.
Durante las pruebas de vuelo, todos los asuntos relacionados con el trabajo de los motores R9-300 fueron rápidamente resueltos por los expertos de UMKB "Soyuz", encabezada por el jefe adjunto de pruebas V.A. Hrulkovym y los ingenieros E.M. Sadowski, y G.M. Smorkalova.

De acuerdo con los resultados de las pruebas de vuelo, junto con mediciones directas en los aviones de ataque, se recomendó aumentar el empuje de despegue del motor a 3500-4000 kgf y mejorar su eficiencia.

Inicialmente, para la aplicación de estas recomendaciones, se consideró la posibilidad de aumentar el empuje del motor R9-300. De conformidad con lo acordado en 1976, los términos de referencia para la versión forzada del motor, recibió el índice de producto 39F. Los 3800 kg de empuje necesarios para el despegue se obtendrían en régimen de post combustión. Junto con los regímenes de post combustión y crucero, se disponía de un régimen de post combustión parcial.

El examen en la OKB Sujoi de las "características" del producto 39F, calculado en UMKB Soyuz, determinó que el motor no será capaz de cumplir plenamente todos los requisitos del proyecto.
Los trabajos en el motor R9-300 y sus modificaciones fueron detenidos.
El diseño del motor suponía:
- compresor axial de 9 etapas;
- una cámara de combustión;
- Turbina de 2 etapas;
- Una tobera ajustable de dos posiciones.
El motor tiene la aja de accesorios en la parte superior.
El motor está equipado con: sistema de combustible, sistema de arranque, sistema de lubricación, sistema eléctrico, sistema de control hidráulico de la boquilla regulable y sistema de control de aire drenado del compresor.

continuará....
 
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MOTOR R-95Sh

El Turborreactor, sin post combustión R-95Sh fue realizado con un esquema de dos ejes, desarrollado sobre la base del motor de serie R13-300 de UMKB Soyuz. El diseño del motor R-95Sh se hizo de acuerdo a la Resolución del Comité Central del PCUS y del Consejo de Ministros de la URSS Nº 519-177 del 29 de junio de 1976 y las especificaciones de la Fuerza Aérea, bajo la dirección del jefe de diseño Sergei Alekseevich Gavrilov.

Pero incluso antes de esta decisión, la OKB de P.O. Sujoi tenía la necesidad, en el menor tiempo posible, de encontrar otra planta motriz que permitiera mejorar significativamente el rendimiento de la aeronave, se consideró y discutió en general, sólo las posibilidades reales de motores cuyo diseño se basaran en motores ya disponibles.

Durante estas discusiones, el jefe de diseño de UMKB Soyuz: A.A. Ryzhov ofreció crear un motor sin post combustión para el Su-25 basado en el motor R13-300.
La propuesta interesó al personal de la OKB Sujoi y tras la presentación de las características de diseño del motor, fue finalmente aprobados y adoptado.
En muy poco tiempo era necesario realizar un montón de trabajo. Gracias a una relación bien establecida con la OKB, todo el trabajo fue llevado a cabo con prontitud y rapidez (Se resolvieron todas las cuestiones de los parámetros y las características de los planos en general, la instalación del motor, la interacción coordinada del sistemas de los motores y la aeronaves, etc.).
Se completó la documentación de diseño y se comenzó a producir los prototipos del motor R-95Sh.
Ya en abril de 1976, el primer motor NQ-95Sh-O1 fue ensamblado en UMKB "Soyuz" y entregados al banco de pruebas para las pruebas.
Para la admisión de los motores R-95Sh en las pruebas de vuelo era necesarios realizar la siguiente lista de trabajos:
- Garantizar la producción de motores para las pruebas de verificación y las pruebas de vuelo;
- Llevar a cabo pruebas para confirmar los parámetros y características del motor;
- Llevar a cabo ensayos de durabilidad de los motores para establecer la vida útil;
- Llevar a cabo las pruebas de resistencia térmica sobre los componentes del motor;
- Llevar a cabo pruebas para verificar la adecuada resistencia estática y dinámica de los componentes;
- Llevar a cabo pruebas para verificar los márgenes de estabilidad del motor ;
- Comprobar la estabilidad del motor y elaborar las medidas necesarias para garantizar su funcionamiento durante el lanzamiento de misiles, cohetes y disparos del cañón;
- Comprobar que el motor arranca con baterías y con la fuente de soporte del aeródromo bajo las condiciones climáticas referidas.
- Poner a prueba los sistemas de combustible y de lubricación del motor.

Todas estas pruebas y otras de los motores han sido completadas rápidamente por los principales expertos de la UMKB "Soyuz:" – el Sub Jefe de diseño A.A. Ryzhov y A.P. Petrova, los jefes de equipo S.A. Gumerova, I.L. Carpa, Y.S. Alekseyev, M.A. Sidsokina, Y.M. Akhmetov, E.V. Sidorova, L.O. Konstruetorov ,A.J. Magadeeva, Y. Rumyantsev, los ingenieros de diseño I.L. Petrakova y T.V. Sibiryakova.
La principal contribución sobre las pruebas de temperatura del motor la hizo el jefe del equipo V.N. Gusev.
Un gran volumen de trabajo en el banco de ensayo de motores fue realizado por el jefe de la brigada de prueba I.L. Vinogradov y el ingeniero S.C. Buslaev.

El motor de base, el R13-300 era producido en UMPO y las modificaciones, incluido el montaje de los motores, eran realizado en UMKB Soyuz. En el transcurso de la producción se ha puesto de manifiesto una serie de defectos.

Durante el funcionamiento del motor de los aviones a bajas velocidades, una baja de presión en una estrecha banda de frecuencias, excitaba por resonancia las tensiones y vibraciones en los alabes del primer compresor, lo que era iniciado por una falta de uniformidad radial de la presión total, en la entrada de aire del motor.

Por la modificación de la entrada de aire de refrigeración del ducto de aire se pudo reducir el nivel de vibración a la mitad, pero esto para la eliminación completa de los modos peligrosos a la velocidad de operación no bastaba.

Cuando se detiene el motor, se producía un desbordamiento de aceite desde los soportes del motor y el desbordamiento de aceite en la tobera. El defecto se corrigió después de la instalación de una línea adicional de retorno de aceite con una bomba.

Se observó que las velocidades de rotación del compresor, al momento que se desactiva el motor de arranque, para una serie de pruebas en distintos motores, eran muy diferentes. Para eliminar este fenómeno se presentó un más estricto pre-ajuste de la respuesta del interruptor centrífugo.

En octubre-noviembre de 1976 se han completado todos los trabajos relacionados con la instalación de los motores NQ95Sh-03 y NQ95Sh-04 en la aeronave T8-2D (los dos primeros motores fueron entregados para pruebas), el 07 de diciembre de 1976 realizó el primer vuelo.
En diciembre de 1977, los motores R-95Sh completaron las pruebas completas de UMKB "Soyuz", TsIAM y NIIAS. Incluyendo todas las pruebas para verificar la fiabilidad y otras pruebas. Se probaron, en particular, los niveles de humo, la radiación de calor, se perfeccionó el sistema de incremento de márgenes de estabilidad (por ejemplo, el KS-95Sh) y detección y eliminación de gases (PS-ET) para el lanzamiento de misiles.

En el período comprendido entre el 17 de octubre de 1977 hasta el 02 de enero de 1978 el motor R-95Sh superó las pruebas del banco de prueba, el acta del 27 de abril de 1978 fue aprobado por el Comandante de la Fuerza Aérea P.S. Kutakhov.

De conformidad con la decisión del MAP del 13 de diciembre de 1979 la producción en masa de los motores R95SH fueron asignados a la planta en Ufa para el 1 de enero de 1980 (antes de esto, en el prototipo T8-1 y los primeros aviones de producción, los motores provinieron de UMKB Soyuz ). El alto grado de armonización y estandarización de partes y componentes del motor R95SH con respecto al R13-300 redujo el tiempo para preparar la producción y las entregas. El trabajo en la preparación y la asimilación de los motores para la producción en masa fueron realizados por el ingeniero de UMPO Alexander Mochalov.
En el proceso de asimilación y la producción de los motores R-95Sh se identificó algunas deficiencias que fueron corregidas:
- se ajustó la velocidad del rotor del compresor de baja presión al 96-99% para reducir la vibración en los alabes de la primera etapa;
- Se estableció el soplado de aire para eliminar residuos de combustible y aumentar la fiabilidad del encendido;
- Se anuló el interruptor centrífugo en relación con la ausencia de la necesidad de un doble bucle de bloqueo de encendido;
- Tobera usa dos puntos de fijación del carenado, con el fin de eliminar las grietas en el lugar del montaje del anterior punto de fijación, lo que permite aumentar la vida útil del motor.

El diseño del motor se compone de:
- Compresor axial de 8 etapas (tres de baja presión y cinco etapas de alta presión);
- Una cámara de combustión directa anular con 10 inyectores de combustible y 2 ignisores;
- Con una turbina de flujo axial de dos etapas, con alabes refrigerados en la primera etapa;
- Una tobera cónica no regulada.
El motor tiene una caja de accesorios inferior y está equipado con un equipo autónomo de arranque eléctrico (con baterías de a bordo).
El motor se puede encender por baterías o las fuentes del aeropuerto.

El motor incluye estos accesorios:
- un motor de arranque-generador GSR-ST-12/40D;
- Alternador G04PCH4;
- Bomba NP34M T-1;
- Bomba de combustible;
- Regulador NR-54.
El motor está equipado con:
- un sistema de combustible;
- Sistema de lubricación;
- Sistema de drenaje de aire (para las necesidades del motor y la
aeronave);
- Sistema de encendido.

El sistema de control del régimen del motor esta dispuesto con un sistema de respaldo.

Para garantizar la estabilidad durante el uso de las armas, los motores están equipados con sistemas de aumento de estabilidad a corto plazo.
El diseño simple y confiable, la compacta colocación de las unidades vitales (líneas de combustible, etc.) proporciona una alta capacidad de supervivencia en combate, lo cual fue confirmado durante los combates en Afganistán.

continuará.....
 
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MOTOR R-195

El turborreactor sin post combustión R-195 tiene un esquema de dos ejes. Desarrollado como una modificación del motor R-95Sh por la oficina de diseño de motores de Ufa , la planta de construcción de motores de Ufa (UMZ) (en el período entre el 1 de enero de 1983 y el 31 de diciembre de 1989, la empresa se llamó Oficina de Diseño y Construcción de Maquinaria de Ufa, UMKB). El diseño del motor R-95SH se hizo de conformidad con la Orden del MAP Nº 329 del 30 de junio de 1982 en acuerdo con la OKB Sujoi, bajo la dirección de A.A. Ryzhov.

Con la creación de la nueva versión Su-25T, se requirió un motor con mayor empuje para la instalación en la nueva aeronave. El motor se supone que mejore la operatividad, la efectividad y reduzca significativamente el nivel de emisiones infrarroja. Debería tener una mayor vida útil y ser intercambiable con el motor R-95Sh.
El motor R-195 se supone que debe proporcionar un empuje máximo de despegue de 4300 kilogramos y un empuje de “emergencia" de 4500 kg.
Durante el proceso de realización de cálculos y el desarrollo, a pesar del deseo de mantener un alto nivel de continuidad con el R-95Sh, casi todos los componentes del motor R-195 han tenido que introducir cambios significativos, algunos de ellos a causa de los refuerzos necesarios en relación con el aumento de la carga de las piezas ó el incremento en la vida útil, otros para cumplir con el incremento de empuje.
Con base en los requisitos adicionales, el diseño de algunos componentes del motor ha sufrido cambios fundamentales.

El motor R-195 está equipado con una caja de accesorios, en donde se impulsa las bombas hidráulicas, el alternador PGL-40 y la bomba de combustible DTSN-96 que abastece de combustible a la planta motriz. Para la instalación del motor R-195 en lugar del R-95Sh en aeronaves con un generador G04PCH4, el diseño de la caja permite que lugar del generador PGL-40 se emplee un G04PCH4 a través de un reductor adicional.

En el motor se agrego la unidad 6237T en el sistema de lubricación, que proporciona la apertura y cierre del sistema de lubricación en base al nivel del tanque de aceite.
Un nuevo filtro de combustible está equipado con una alarma de presión diferencial.

La dirección técnica en el trabajo sobre el motor R195 fue realizada por Y.S. Alexeyev, y como jefe de diseño del motor fue nombrado A.S. Gavrilov.

Para garantizar el nivel de emisión infrarroja determinado en las especificaciones se trabajaron muchas soluciones. Estas tareas estuvieron a cargo de expertos de UKBM (Y.S. Alekseev, V.N. Gusev, M.V. Ukhova , V.Y. Kuznetsov y L. Muratov) y TsIAM (N.V. Kirsanov). Los resultados de los estudios se discutieron con los expertos de la OKB de P.O. Sujoi, O.S. Samoyl ,I.M Zaksom , K.M. Sheiman y Y.S. Hoffmann.

A pesar de intensas búsquedas, por mucho tiempo no se pudo encontrar una solución que satisfaga los requisitos de emisión infrarroja, velando al mismo tiempo por la simplicidad y la fiabilidad de la construcción sin tener ningún efecto negativo en los parámetros del motor.
Después de considerar todas las opciones, A.A. Ryzhov y Y.S. Alexeyev encontraron una solución sencilla.
Pruebas hechas con urgencia en un modelo de la tobera realizadas por los ingenieros S.B. Molochkovetskim y F.A. Ryzhov confirmó la eficacia del método propuesto para el traspaso de aire fresco, permitiendo determinar la relación geométrica óptima del esquema del cuerpo de enfriamiento central para reducir al mínimo el tamaño del canal de refrigeración.
El estudio detallado del sistema para reducir la visibilidad en infrarrojos y mejorar su sistema de enfriamiento fue realizado por el jefe de brigada A.F. Ivakhom y los ingenieros de diseño V.Y. Kuznetsov y M.T. Ukhov, permitiendo una mayor reducción de la radiación infrarroja del motor

Con el desarrollo de la documentación del diseño de la tobera y su fabricaron completado, se paso a los prototipos de los motores R-195.

El primer motor R-195 fue completado y puesto en un banco de pruebas en agosto de 1983.Al final de la primera mitad de 1984 fue completado el conjunto de pruebas en el banco del R-195 que anteceden la realización de las pruebas de vuelo.

Se puso mucho empeño en la labor de asegurar los parámetros declarados, las características del motor y la estabilidad de funcionamiento.

Con el fin de introducir una nueva fuente de alimentación en las aeronaves, se perfeccionó el diseño del generador PGL-40, para ajustar sus ciclos de carga, mejorar la unidad de control electrónico y proporcionar un nivel aceptable de temperatura del combustible a la entrada del motor cuando se precalienta en el sistemas de suministro de combustible.
Defectos estructurales significativos en el motor durante las pruebas de fiabilidad no aparecieron, la aparición en las primeras pruebas, de grietas en el bastidor de fijación fueron eliminadas por la introducción de puntales telescópicos para la fijación a la pared exterior.

Los motores R-195 NQ429195003 y NQ429195004 fueron instalados en la aeronave T8M-1 y durante el periodo de julio-septiembre de 1984 han pasado la primera fase de los ensayos en vuelo. Otras pruebas se llevaron a cabo en el prototipo T8M-2. En el avión T8M-2 fueron instalados los motores NQ429195005 NQ429195007.

En el período comprendido entre el 29 de marzo y el 30 de septiembre de 1986 el motor R-195 pasó en el banco, las pruebas del estado y fue admitido para la producción en serie en UMPO.

En la realización de la pruebas del motor se puso a prueba el sistema de detección y eliminación de sobre carga del compresor (Surge) ESVS , previamente probado bajo la supervisión del Jefe Adjunto del TsIAM C.A. Sirotina.

En la creación del motor R-195 han contribuido los trabajadores de UMKB, los jefes de brigada S. Gumerov, C.E. Petrakov, I.P. Karpov, V.E. Sidorov, H.A. Marzabulatov, los ingenieros de diseño, E.G. Gilyov, M.N. Gudkov y K.A Buslaev.

En 1987 la primera serie de motores se produjo y aprobó la prueba de 500 horas de funcionamiento.
La producción en serie de los motores R195 comenzó, por la orden del MAP Nº189 del 21 de abril de 1987 y de conformidad con la resolución de la Fuerza Aérea del 18 de septiembre de 1987 , en el primer trimestre de 1988
El desarrollo y lanzamiento de la producción en serie de los motores R195 en UMPO fue dirigido por el Ingeniero en Jefe Valery Pavlovich Lesunov

En contraste con el motor R-95Sh, el motor R-195 presenta estos cambios:

- Una nueva tobera con un cono central de refrigeración para reducir el nivel de radiación infrarroja
- una nueva caja de accesorios, que impulsa el generador PGL-40 y la bomba DTSN -96 , ó el generador GO4PCH4 con una reducción especial.
- el sistema de lubricación 6237T;
- Una escotillas en la carcasa del compresor para la inspección de los alabes en los lados derecho e izquierdo del soporte y acceder al sensor de medición de las vibraciones;
- La tobera de la primera etapa de la turbina tiene una sección transversal reducida;
- Los tubos de llama tiene secciones con uniones soldadas;
- Cambios en el cableado de control, en particular en el sistemas de detección y eliminación de “Surge”.

Paralelamente al desarrollo del motor R-195, se empezó a trabajar en un nuevo motor, que cumpliría el requisito de compatibilidad con el motor R195 y una relación empuje-peso aumentada en el 10%, mientras se mejora la eficiencia en crucero en un 15% y se reducía aún más la visibilidad en infrarrojos.

El nuevo motor fue nombrado como R-295, los requisitos bastante contradictorios seria cumplidos al mejorar la eficiencia de todas las piezas y el uso de originales diseños para la cámara de combustión y la tobera del motor con regulación dinámica de gases de la sección de descarga.
Fue diseñada y elaborada una propuesta técnica sobre el motor R295 y comenzó el trabajo en algunos estudios individuales, en particular, el método para regular la tobera por un método gas-dinámico, pero debido a la falta de financiación, el trabajo sobre el motor R295 fue detenido.

………………………………………………….R9-300……...R-95Sh………..R-195
Diámetro de la sección de entrada, mm…………..595………….678…………..678
El diámetro de la tobera. Mm……………………..435………….535…………..547
Diámetro máximo, mm……………………………670………….772…………..805
La longitud del motor, mm………………………..2450………..2700………….2880
Flujo de aire (h=0, M =0 , Ebx=1,0), en kg/s……….44………….66………………66
Grado de compresión……………………………….7.4………….8.7……………..9.0
Temperatura de entrada de la turbina. ºC….………900……….920………….900/965
Empuje nominal(h=0,M=0, Ebx=1,0)
Maximo…………………………………………….2700………4000………….4300
Emergencia…………………………………………2750………4100………….4500
Empuje Nominal (h=0,M=0.65)
En modo crucero……………………………………1000……….1400………….1400
Consumo específico de combustible
en crucero, en kg / kgfxh……………………………1.39………….1.28…………1.30*
Peso, kg
Seco:……………………………………………..620+2%.........825+2%...........860+2%
Total………………………………………….-………………..935………………980

* Otras fuentes dan 0.89 Kg/Kgfh (N.T.)

Continuará.....
 
M

mandeb48

MEDIOS DE REGISTRO EN EL SU-25

Un papel importante en garantizar la seguridad de vuelo y la eficacia del empleo en combate del Su-25 lo tienen los medios de Registro y control (SOC). Los SOC son los medios de registro y control, que incluyen el dispositivo de grabación de datos de vuelo de a bordo (BUR) y el dispositivo de procesamiento basado en tierra de la información de vuelo (HMD).
En el Su-25 se instala el dispositivo de grabación de datos “Tester UZ” de la serie 2 que garantiza el registro en un soporte magnético de seguridad de hasta 60 parámetros analógicos y 50 señales binarias que caracterizan el trabajo de la planta motriz, los equipos de a bordo, así como las acciones de la tripulación y la gestión del control de armas.
En el dispositivo de grabación se garantiza la preservación de los registros de información de las últimas 3 horas de vuelo, que pueden ser procesados después del aterrizaje para la realización del estudio de los vuelos y en caso de una situación de emergencia, para investigar las causas del accidente.

El procesamiento de la información se lleva a cabo a través del HMD "Mayak -85M”, que asegura: Lectura de la información almacena a bordo por medios magnéticos a través de equipos portátiles, reproducción de la información, el tratamiento de la información con los algoritmos dados para extraer la información de problemas en la planta motriz y aviónica, el control de las transgresiones de la tripulación a las restricciones de vuelo de las aeronaves, la documentación de los resultados sobre el papel, la producción de los registros en papel en forma gráfica y tabular para el análisis de los resultados del control operacional, así como el control técnico de la aeronave y las acciones de la tripulación.

El sistema HMD “Mayak-85M” utiliza 4 sistemas de cálculo en paralelos, diseñados sobre la base de los microprocesadores de la serie K580 (copia del Intel 8080 N.T.) en las tareas de reproducción, el primer procesamiento (decodificación) , el procesamiento de la información por los algoritmos dados y la documentación de los resultados de su procesamiento. La aplicación en el equipo de varios procesadores, mejora la eficiencia del control del vuelo sobre el sistema no automatizados anteriormente aplicados para el procesamiento de los datos en tierra. Sin embargo, el uso del HMD "Mayak-85" para el procesamiento y la reproducción de la información del equipo "Tester-UZ" almacenada a bordo, adquirida a través del obsoleto equipo "Obzor" conduce a una distorsión significativa de la información original y en consecuencia, reduce la fiabilidad de los resultados de las pruebas. En síntesis, es posible recuperar la información con una unidad con equipo de " Obzor " y su procesamiento en el sistema "Mayak-85M", pero no facilita la eficacia deseada y el control de los vuelos del Su-25.

El HMD "Mayak-85M” fue desarrollado a mediados de los años 80 y en la actualidad se encuentra obsoleto, tiene grandes dimensiones, coste, una productividad relativamente baja y se ha interrumpido su soporte técnico.
En este sentido, a mediados de los años 90 , la compañía KEMZ con el apoyo científico y metodológico del Instituto de Investigación para el mantenimiento y reparación de equipos de aviación, llevó a cabo el desarrollo de un medio fundamentalmente nuevo de control operacional, el sistema "DOZOR". En el diseño del dispositivo " DOZOR " se tuvo en cuenta la experiencia del "Mayak-85M, para mejorar significativamente la eficiencia, precisión y control de los datos, así como la inspección técnica de la aeronave en condiciones de combate, desde el aeródromo de despliegue.

El sistema "DOZOR" está diseñado para copiar la información del dispositivo de grabación de a bordo a un dispositivo externo para el control operativo del estado técnico de la aeronaves , las violaciones en las restricciones de vuelo de las aeronaves , acceder a la información registrada en vuelo y probar rápidamente los equipo de testeo de a bordo.

El sistema se basa en un moderno equipo de alto rendimiento compatible con IBM con un alto grado de protección contra los efectos ambientales externos. Para el intercambio de información el dispositivo ofrece diversos canales de I/O, incluyendo:
Un puerto en paralelo de 16 bits con una velocidad de 3.906 Hz, 2 puertos serie RS-232 y un puerto RS-485, 48 canales de señales de entrada / salida digitales, un conversor analógico / digitales de 16 canales con una frecuencia de conversión de 100 kHz.

Como forma de mostrar la información en el dispositivo "DOZOR", se posee una pantalla gráfica.
La información grabada se almacenar en unidades extraíbles de estado sólido con capacidades de 4 a 32 MB
Para documentar los resultados de la inspección en el dispositivo se puede conectar cualquier impresora estándar. El dispositivo se conecta a la red de a bordo de 27 V. El dispositivo pesa 7 kg y sus dimensiones no son mayores a 450x280x170 mm.

Los componentes electrónicos de la unidad están diseñados para operar desde -50ºC hasta 50 ºC, bajo vibración, golpes, polvo, humedad, congelamiento y baja presión.

Las especificaciones del dispositivo y el software proporcionan las siguientes funciones:

- Control de los modos de operación y control de los sistemas de registro de abordo;
- Conversión, registro de datos y tratamiento de los datos de las fuentes de diagnóstico de abordo, el control operacional del estado técnico de las aeronaves y el cumplimiento de las normas de seguridad de la tripulación de vuelo;
- El análisis del control operacional y la información de los sistemas de registro
- El calculo de la vida útil de la estructura y los motores de las aeronaves, teniendo en cuenta la carga real y las condiciones de vuelo;
- Informar al usuario sobre los resultados del control operacional en forma de mensajes de texto y voz;
- La formación de bases de datos con los resultados del control operacional para el apoyo a las decisiones de decisiones basada en el control operacional;
- Documentar los resultados del control de las operaciones;
- Comprimir y grabar la información inicial, así como los resultados de su procesamiento en una unidad extraíble;
- Transferencia de la información a otros medios automatizados de control;

El sistema "DOZOR", ha superado con éxito las pruebas del estado realizadas en el Ministerio de Defensa de Rusia y desde el año 2000 está aprobado para su uso en aviones tácticos.

PD:Hay otros sistemas mas nuevos , por ejem:http://www.lsarp.com.ua/berkut_rus.html N.T.)
Continuará.....
 
M

mandeb48

Armamento aire-aire

Misiles R-60 y R-60M

Los misiles aire–aire guiados por infrarrojos de corto alcance R-60 y R-60M fueron desarrollos por GMKB “Vympel” y fabricados en serie por GMMPP “Kommuna”, (ahora Planta “Ducs”) y la fábrica de aviones de Tbilisi, fueron diseñado para atacar objetivos aéreos a distancias cortas a la cualquier hora del día y en condiciones climáticas adversas. Los desarrolladores principales fueron: R.M. Bisnovatyi, V.I. Elagin, G.D. Sokolovsky, G.I. Khokhlov y A.L. Kegeles.

Los misiles R-60 y R-60M se ha diseñado en torno a la configuración aerodinámica "pato" con desestabilizares (DS) y la estabilización con rolerones (en las aletas y una disposición simétrica de las alas y timones. Constan de cinco compartimentos, interconectados por medio de bayonetas y reborde en las articulaciones.

Las alas y superficies de control (superficies aerodinámicas) están fijados desde el embalaje y no se instalan posteriormente. Las dos superficies de control de cada canal están cinemáticamente conectadas y trabajar juntos con el mismo actuador.
En el R-60 yR-60M se ha instalado un motor de combustible sólido.

La fuente de alimentación autónoma son dos generadores accionados por la rotación de una turbina de gas. Tanto para los generadores de la turbina, así como para los actuadores, se utiliza el gas caliente producido por la combustión del propelente sólido (generador de gas).
Están equipados los misiles con cabeza buscadora infrarroja pasiva, que capta y se bloquea sobre el objetivo antes del lanzamiento. El misil R-60 tiene una cabeza buscadora "60T" con una espoleta de radio, El misil R-60M tiene una cabeza buscadora "75T" con espoletas ópticas y de radio.
La guía hacia el punto de colisión predicho con el blanco se realiza de conformidad con el método de navegación proporcional.

Desde el lanzamiento del misil, el autopiloto con ayuda de los timones estabiliza su movimiento con respecto a los ejes transversales. La estabilización de la rotación sobre el eje longitudinal del misil se logra gracias a los rolerones,

En caso de contacto directo del misil con el blanco, o el vuelo cercano a él, activa uno de las espoletas, ya sea el dispositivo de contacto o el de proximidad por radio. El mecanismo de defragacion socava la barra de la cabeza de guerra que impacta en el blanco.

La guía proporciona al misil una alta probabilidad de colocarse dentro de un círculo con un radio de 2,5 m que es la región destructiva de la cabeza de guerra.
Los misiles R-60 y R-60M se suspenden de lanzadores R-62-I (de un misil) y R-62-II (para dos misiles), situado bajo el ala del avión. Los medios de suspensión y lanzamiento R-62-1 (denominación de fábrica APU-60-DM 1) realizado en aleación de aluminio, consta de un alojamiento, el pilón y la guía para el lanzamiento de los misiles. Dentro del alojamiento hay un mecanismo de desconexión del misil, un dispositivo de bloqueo y los componentes eléctricos necesarios para lanzar el misil.

Misil R-73.

Los misiles guiados infrarrojos R-73 fueron desarrollados por GMKB Vympel y producida en serie por "Dux" y la fábrica de aviones de Tbilisi. Por sus características de maniobra es dramáticamente diferente a otros y no impone restricciones en las condiciones iniciales de lanzamiento. Los principales desarrolladores del misil fueron:
M.R. Bisnovatyi, V.I. Elagin, G.A. Sokolov, G.I. Khokhlov y A.L. Kegeles.

Su utilización se realiza sobre objetivos altamente maniobrables, aviones, helicópteros, misiles de crucero, asegurando su empleo desde los 20 metros de altura, en todos los ángulos, en presencia de fuertes contramedidas y contra el transfondo de la tierra.

El misil R-73, al igual que su predecesor, el R-60, fue diseñado con un esquema aerodinámico "pato" con la estabilización de alerones y timones. Esta dividido en seis compartimentos, interconectados por medio de juntas de bayoneta y bridas.

El misil R-73 tiene un motor de propulsante sólido. La fuente de poder es una batería eléctrica térmica de CC. Como fuente de potencia para los actuadores de los alerones y los actuadores de la tobera se utiliza el gas caliente producido por la combustión del cartucho de propelente sólido del generador de gas.

Los misiles R-73 están equipados con un sensor infrarrojo pasivo. El buscador tiene una alta sensibilidad e inmunidad al ruido con un fotodetector enfriado por nitrógeno. El buscador puede bloquearse sobre blancos a 45º de su eje. Seguir blancos con ángulos de hasta 75º y una tasa de seguimiento de velocidad angular de 60 grad/s.
La navegación al punto de impacto se realiza de conformidad con el método de navegación proporcional.

El buscador puede recibir la designación del blanco desde otras fuentes de información: el radar y los sistemas de observación óptico-electrónicos, el sistema de designación de blancos montados casco.
El sistema de control del misil combina el control aerodinámico con el control vectorial.

El piloto automático tras el lanzamiento del misil estabiliza su movimiento con respecto a los ejes transversales con timones y alerones actuados por los gases del propelente. En relación con el eje longitudinal, el cohete se estabiliza con los alerones.

En contacto directo con el blanco o en un vuelo cercano al objetivo se activa una de las espoletas del misil, la espoleta de proximidad (láser en el R-73 L o por radio R-73 K). La guía proporciona una alta probabilidad de colocar el misil en un círculo de radio de 3,5 m, región que correspondiente a la zona de acción de la ojiva.

continuará....
 

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