Опис
Літак МИГ-27 виконаний по нормальній аеродинамічній схемі з високорозташованим крилом змінної стілоподібності, суцільноповоротним горизонтальним оперенням і триопорним шасі. Планер конструктивно роздільний на наступні основні частини: носову частину фюзеляжу; головну частину фюзеляжу, включаючу закабінні відсічи спецобладнання, паливні баки, нерухому частину крила і бічні повітрозабірники; ліхтар кабіни; рухомі консолі крила з інтерцепторами, керованими шкарпетками, закрилками, паливними баками-відсіками; хвостову частину фюзеляжу з паливним баком, кілем, кермом повороту і стабілізатором. Фюзеляж літака - напівмонокок, що має клепану і зварні частини. У клепаній частині використаний листовий матеріал з алюмінієвого сплаву, а для силових елементів - штампування із сталі і алюмінієвого сплаву. Технологічно клепана частина фюзеляжу виконана з великого числа панелей, сполучених заклепками і точковою зваркою. Зварна частина складається з окремих панелей на контактній і аргоно-дуговій зварці. Для зручності обслуговування найбільш часто розкривані кришки люків виконані такими, що відкидаються на шомпольно-петлевих кріпленнях з легкорознімні замками, які відриваються при повороті штиря за допомогою викрутки проти годинникової стрілки на кут 90 град.
Крило складається з двох нерухомих частин, закріплених на фюзеляжі, і двох поворотних трапецієвидних консолей. Зміна кута стрілоподібності консолей здійснюється в межах 16-72 град. Центральний відсік - основний силовий елемент нерухомої частини крила. Він приварюється до верхніх частин шпангоутів номер 18 і 20. У відсіку розміщуються вузли повороту консолей (вони ж - вузли кріплення консолей) і відсіки крилевих паливних баків. Вузол повороту крила є зварною кесонною конструкцією, перехідною в могутню вилку, в яку вставляється поворотний вузол рухомої консолі. Поворотна частина крила дволонжеронна. Консоль технологічно ділиться на носову, центральну і хвостову частини. Віхреобразующий ікло має радіопрозору обшивку. Поворот консолей проводиться спеціальним приводом системи СПК-1, який має гвинтові кулькові перетворювачі, що трансформують обертальний рух в поступальний (управління перекладанням консолей - за допомогою важеля, встановленого в кабіні на лівому борту, поряд з РУДИЙ).
Відхилювану шкарпетку поворотної частини крила - чотирьохсекційний. Секції зв’язані між собою тягою управління. Відхилення і прибирання проводяться від загальної гідросистеми. Для виключення утворення щілини між шкарпеткою і верхньою поверхнею крила служить козирок із сталі, по якому ковзає профіль шкарпетки. Лонжерони крила виготовлені методом гарячого штампування з алюмінієвого сплаву. Герметизація відсіків крила здійснюється герметиком, що нагнітається через отвори під болти, що сполучають панелі обшивки з каркасом, в канавки, розташовані по всьому периметру відсіку. Другий герметизуючою бар’єр - гумовий джгут (валик), прокладений по всьому периметру між каркасом і панелями. На верхній поверхні крила є двосекційний інтерцептор.
Закрилок - трисекційний, його носова частина виконана з титанового сплаву (1-а секція) і алюмінієвого сплаву (2-а і 3-а секції). Хвостова частина закрилка є стільниковим блоком, утвореним обшивкою з алюмінієвого сплаву і заповнювачем з алюмінієвої фольги завтовшки 0,03 мм. По зовнішній поверхні закрилка прокладена стрічка із сталі, по якій ковзає бобишка на притискному щитку, що закриває щілину вирізу у фюзеляжі (у неї входить крило при повороті). Управління закрилками здійснюється за допомогою гідроциліндрів від загальної гідросистеми. Всі три секції закрилків сполучено між собою цангами, але кожна секція управляється своїм гідроциліндром. Щитки між поверхнею прибраних консолей і фюзеляжем, а також просвіти між випущеними консолями і фюзеляжем закриваються знизу і зверху нерухомими і рухомими щитками, які одночасно виконують роль аеродинамічних залисин. Щитки забезпечують необхідне ущільнення на будь-якому вугіллі атаки і при деформації крила.
Нерухомі щитки центроплану - панелі клепаної конструкції, закріплені на вузлі повороту крила. На ці панелі навішуються нижній і верхній нерухомі щитки центроплану. Передні верхні і нижні щитки притискаються до поверхні крила за допомогою пневмоциліндрів, закріплених на фюзеляжі. Для зниження тертя до профілів герметизації нерухомих і рухомих щитків прикріплені фторопластові накладки. Вертикальні шторки нижніх щитків закриті обтічниками. Між шторками і обтічниками з одного боку і фюзеляжем - з іншою також є фторопластові накладки. Суцільноповоротне горизонтальне оперення складається з переднього стрингера, лонжерона, набору нервюр і обшивки. Центральна частина має панелі, що фрезеруються, носова і хвостова частини - клепані. Усередині хвостової частини - стільникове заповнення. Кожна половина стабілізатора обертається на двох підшипниках. Кореневий підшипник -комбінований (голковий і сферичний), встановлений в бортовій нервюрі, кінцевій, - роликовий, розташований усередині стабілізатора. У режимі поперечного управління одна половина стабілізатора відхиляється вгору, інша вниз на один і той же кут, що не перевищує 10 град. при вугіллі установки крила 16-55 град. і 6,5 град, при вугіллі установки крила більше 55 град. Вертикальне оперення включає кіль і кермо повороту. Каркас кіля складається з переднього стрингера, двох лонжеронів, набору листових штампованих нервюр, нервюри, що фрезерується, номер 9 і бортової нервюри. Вся середня частина кіля виготовлена з панелей, що фрезеруються. У верхній частині є радіопрозора закінцівка з антенами. Кермо повороту кріпиться до кіля на трьох опорах. Ноский керма - сталевий, штампований, в нім розташовані демпфери СД-16-5000-0 А. Обшивка виконана з алюмінієвого сплаву. Усередині шкарпетки є стільниковий заповнювач.
Ліхтар кабіни складається з козирка і відкидної частини, що піднімається і опускається за допомогою повітряного циліндра. Ліхтар обладнаний експлуатаційною системою управління відкидною частиною і аварійною системою скидання. Експлуатаційна система управління забезпечує відкриття і закривання ліхтаря, його фіксацію на фюзеляжі і герметизацію. Для запобігання обмерзанню лобового скла є електросистема обігріву. Щоб не допустити запітніння стекол, усередині, по периметру нижньої частини ліхтаря, встановлені труби обдування гірчимо повітрям, що відбирається від компресора ТРДФ. Для вентиляції кабіни при рулюванні або чергуванні на землі ліхтар може бути підведений на 100 мм (у такому положенні ліхтаря літак може рулювати на швидкості до 30 км/ч). Огляд назад забезпечується за допомогою оглядового приладу ТС-27АМШ, встановленого на відкидній частині ліхтаря. На передній дузі відкидної частини розташовано, також, два дзеркала, що забезпечують огляд площин крила. При аварійному скиданні чотири замки ліхтаря відкриваються енергією піропатрона ПК-ЗМ-1.
Катапультоване крісло КМ.-1М забезпечує покидання літака на всіх висотах польоту в діапазоні швидкостей від 130 км/ч до граничних для МИГ-27 у всьому діапазоні висот (від 0 м) і включає глибокий заголовник, обмежувач розкиду рук льотчика, систему фіксації льотчика в кріслі, комплект ККО-5, що забезпечує захист льотчика від потоку. Крісло укомплектоване автоматичним маяком - зв’язною радіостанцією Комар-2М, початківцям діяти відразу після спрацьовування парашутної системи. Для дублювання підриву радіоапаратури системи ‘свій-чужий’ є спеціальний механізм замикання, що спрацьовує одночасно з катапультою. Процес катапультування проходить таким чином: при витягуванні здвоєної ручки катапультування в початковий момент висмикується чека, відбувається наколювання капсулів і спрацьовування піромеханізма плечового притяга. Під тиском порохових газів відбувається притяг плечових ременів, випуск обмежувачів розкиду рук і висунення штока штовхача на крісло, при цьому відбувається поворот гойдалки, одне плече якої приводить в спрацьовування мікровимикач автоматичного опускання світлофільтру шолома ЕШ-5А, інше плече через трос висмикує чеку газогенератора скидання ліхтаря.
Шасі літака - трехстоєчна. Носова стійка має два колеса з безкамерними шинами 520х140, основні стійки - по одному колесу з безкамерными шинами 840х360. Основна стійка складається із зварної балки, поворотного вузла, консольної напіввилки, механізму додаткового розвороту і виносного амортизатора. Амортизатор і напіввилка закріплені на поворотному вузлі, встановленому на балці і що фіксується від повороту при випущеному шасі наполегливим болтом і кінематичним замком, що утворюється гойдалкою і тягою. При прибиранні шасі щиток гідроциліндра, забираючись, проводить поворот балки щодо осі її кріплення, одночасно з цим відбувається додатковий розворот напіввилки з колесом Носова стійка обладнана механізмом повернення колеса в нейтральне положення по польоту, розміщеним усередині стійкі. На осях напіввилок основних стійок і на осі коліс носової стійки встановлені грязезахисні щитки, що дозволяють літаку рулювати і злітати з грунтових розмокших аеродромів. Носова стійка шасі обладнана механізмом повороту МРК-ЗО, призначеним для розвороту коліс на кути, пропорційні відхиленню педалей управління. Гальма МИГ-27 - дискові, система гальмування пневматична.
Повітрозабірник літака - нерегульований. Вхідні частини повітрозабірника знаходяться від бічної поверхні фюзеляжу на 80 мм, утворюючи щілини для зливу прикордонного шару. Турбореактивний двигун Р-29б-300, що виготовляється Уфімським моторобудівним виробничим об’єднанням, має 11-ступінчастий компресор, 2-ступінчасту турбіну, кільцеву камеру згорання і камеру форсажа. Є система автоматичної підтримки постійного значення температури газів за турбіною на заданому режимі. Система запуску ТРДФ - автоматична автономна від турбостартера ТС-21, що є малогабаритний ТРД з вільною турбіною і центральним компресором, розрахований на роботу в течію не більше 60 с. (використовується паливо основного двигуна). Повітря в турбостартер поступає через керовану стулку в хвостовій частині фюзеляжу (її відрив і закривання блокується з системою прибирання і випуску шасі).
У польоті запуск двигуна здійснюється від авторотації. На великій висоті, де повітря розряджене, для запуску використовується система кисневого підживлення двигуна (для цього на літаку встановлений спеціальний кисневий балон). Всі агрегати замкнутої масляної системи ТРДФ змонтовані безпосередньо на двигуні, при його установці на літак ніякі додаткові під’єднування комунікацій не потрібні. Є система охолоджування рухового відсіку, що працює як у польоті, так і на землі. У наземних умовах при працюючому ТРДФ руховий відсік охолоджується повітрям, що поступає через тарілчасті клапани діаметром 70 мм, розташовані на нижніх кромках люків рухового відсіку. Клапани відкриваються всередину відсіку унаслідок розрядки, що виникає у фюзеляжі при роботі двигуна. Двигун відрізняє відносно низьку питому витрату палива на всіх режимах, мала питома вага, низький рівень емісії речовин, що забруднюють повітря.
Паливна ситема включає п’ять фюзеляжних і шість крилевих баків-відсіків, а також два відсіки, таких, що забезпечують живлення двигуна паливом при негативних перевантаженнях. Фюзеляжний бак номер 1 розташований навколо повітряного каналу двигуна, бак номер 1А розташований під поліком закабінного відсіку, бак номер 3 розміщується над двигуном і має форму півкільця, бак номер 4 розташований в кільцевій частині фюзеляжу, бак номер 2 - витратний. Заданий порядок вироблення паливних баків підтримується автоматично за допомогою спеціальних клапанів. Крильевиє ПТБ ємкістю по 800 л встановлюються і скидаються спільно з утримувачем (скидання проводиться за допомогою піроштовхача). Їх експлуатація можлива тільки при крилі, встановленому на кут 16 град. Система заправки паливом - централізована для всіх баків (окрім ПТБ), здійснюється через приймальний вузол заправки. Допускається і відкрита заправка паливом через заливну горловину паливних баків.
Гідросистема підрозділяється на дві автономні системи: бустерну і загальну. Кожна з них має насос змінної продуктивності НП-70А-3, що приводиться в дію від літакового двигуна. Бустернад система обслуговує одну з камер двокамерних бустерів стабілізатора (БУ-170А) і інтерцепторів (БУ-190А), а також правий гідромотор системи повороту крила СПК-1. Загальна гідросистема забезпечує живленням однокамерний бустер БУ-270 керма напряму, другу камеру бустерів стабілізаторів і інтерцепторів, лівий гидродвигун системи СПК-1, а також роботу шасі, закрилків, гальмівних щитків, механізму розвороту носових коліс, системи СОУА, поворотної частини гребеня (підфюзеляжного кіля), турбостартера ТС-21, механізму льотного завантаження педалей, перемикання ступенів управління стабілізатором в режимі крену і автоматичне гальмування коліс при прибиранні шасі. Додатковим джерелом гідравлічної енергії є кульові гідроакумулятори, встановлені поодинці в кожній системі і системи, що забезпечують працездатність, при миттєвих витратах робочої рідини. Газові порожнини гідроакумуляторів заряджають технічним азотом. При роботі двигуна в режимі авторотації гідронасос бустерної системи може бути переведений на аварійний привід, виконаний у вигляді окремого агрегату, вмонтованого в корпус коробки передач. Робочий тиск в гідросистемі -210 кг/см.
Повітряна система складається з двох систем: основною і аварійною. Основна система забезпечує герметизацію і підйом ліхтаря, пневмосистему притиску крилевих щитків-ущільнень між рухомими поворотними консолями і нерухомими частинами крила і планером, гальмування коліс шасі, закриття клапана паливної системи, що перекривається, управління гальмівним парашутом. Аварійна система забезпечує аварійне гальмування основних коліс шасі і аварійний випуск шасі з одночасним прибиранням поворотної частини гребеня. Як балони повітряної системи використані порожнини основних стійок шасі і осей їх обертання. Повітряним балоном основної системи є порожнина балки правої стійки шасі, балоном аварійної системи служить балка лівої стійки шасі. Порожнина осі обертання лівої стійки є повітряним балоном пневмосистеми притиску крилевих щитків. Система управління гальмівним парашутом має окремий повітряний балон. Зарядка повітрям основної і аварійної систем виконується через загальний зарядний штуцер і повітряний фільтр.

Система кондиціонування кабіни служить для підтримки в кабіні льотчика і деяких відсіках БРЕО оптимального температурного режиму і тиску. На висотах 0 - 2 000 і здійснюється вільна вентиляція кабіни, з висоти більше 2 000 м тиск поступово зростає, досягаючи на висоті 9 000 - 12 000 м величини 0,3 кгс/кв.см ця величина підтримується до стелі літака без змін. Регулювання тиску проводиться регулятором АРД-57В. При надмірно великому тиску спрацьовує запобіжний клапан 127Т. Повітря холодної лінії для живлення кабіни відбирається від копрессора двигуна, проходить через охолоджувальний пристрій (до складу його входить повітряний радіатор, випарний радіатор і турбохолодильник). По ‘гарячій’ лінії повітря підходить до зворотного клапана, минувши охолоджувальний пристрій. Перед входом в зворотний клапан обидві лінії з’єднуються в одну і змішане повітря подається до крана живлення кабіни і в колектори обдування ліхтаря, козирка і ніг льотчика.
Цільове устаткування. МИГ-23Б оснащувався системою автоматичного керування літаком САУ-23Б, навігаційним комплексом КН-23, прицільною системою Сокіл-23С, стрілецьким прицілом АСП-17В, лазерним далекоміром Фон, бомбардувальним прицілом ПБК-З, доплеровским вимірником швидкості і зносу ДІСС-7, радіокомпасом АРК-15М, радіовисотоміром РВ-4, блоком системи ближньої навігації РСБН-6С, системою радіопізнання СРО-2, СПО-10. Була система підстановки перешкод СПС-141. МИГ-27 має станцію наведення Дельта-2НГ, службовці для управління УР класу "повітря-поверхню" Х-25мр МИГ-27М і МИГ-27Д мають прицільно-навігаційний комплекс ПРНК-23М Лазерна система підсвічування Фон замінена на досконаліший лазерний дальномер-цілеспрямовувач КЛЕН-ПМ. МИГ-27К оснащений прицільно-навігаційним комплексом ПРНК-23К, оптоелектронною системою Кайра, станцією наведення ДЕЛЬТА-НЗГ, системою ближньої навігації РСБН-6С, радіовисотоміром РВ-5/10, СПО-15, СО-69, новими засобами постановки активних перешкод СПС-142/143/144/145.

Тактико-технічні характеристики літака
Розмах крила, м
мінімальний - 7.78
максимальний - 13.97
Довжина, м - 17.04
Висота, м - 5.00
Площа крила, м2
максимальна - 37.27
мінімальна - 34.16
Маса
порожнього - 11030
нормальна злітна - 17825
максимальна злітна - 20423
палива - 3970
Двигуни 1 ТРДФ Р-29б-300
Тяга, кН
форсована - 1 х 112,70
нефорсована - 1 х 78,40
Максимальна швидкість, км/г
на висоті - 1810
у землі - 1350
Перегоночная дальність, км. - 2220
Практична дальність, км. - 1810
Потовк практичний, м - 15600
Макс. експлуатаційне перевантаження - 7
Екіпаж, чіл - 1

Озброєння

Літак МИГ-27М може брати на борт: до двох ракет класу повітря-поверхня типу Х-29; до чотирьох ракет класу повітря-поверхня типу Х-25; до двох ракет класу повітря-поверхня типу Х-23 з блоком управління ДЕЛЬТА-НМ; до двох ракет протирадіолокацій Х-27пс з блоком управління Завірюха; до чотирьох ракет класу повітря-повітря Р-60 (Р-60м); до чотирьох блоків УБ-32 з 128 НАР С-5 (55 мм); до чотирьох блоків Б-8м з 80 НАР С-8 (80 мм); до чотирьох НАР С-24; до 22 бомб ОФАБ-100 (перевантажувальний варіант); до дев’яти бомб ФАБ-250 (розташовані під крилом по схемі тандем); до восьми бомб ФАБ-500 (при максимальній злітній масі, під крилом по схемі тандем); до чотирьох запальних баків ЗБ-500; до двох підвісних гарматних установок СП ПУ-22; до трьох ПТБ ємкістю по 800 л.

Модифікації
МИГ27д - допрацьований за типом МИГ-27М. У 1983-1989 роках на авіазаводі Іркутська і деякі авіаремонтні було переобладнано 304 літаки.

МИГ27к - літак з лазерним дальнометричним прицілом "Кайра". Відрізнявся сильно розвиненою оптикою в носовій частині. Перший політ 30 грудня 1974 року (льотчик-випробувач А.Г.Фастовец). З 1975 року випускався на Московському авіазаводі "Прапор Праці", в 1977-1982 роках - на Іркутськом. Всього виготовлено 197 літаків. Прийнятий на озброєння в 1980 році.
МИГ27л - літак для ВВС Індії. Відрізняється складом озброєння і системою держвпізнання. Перший політ 11 січня 1986 року. Випускався в 1986-1988 роках фірмою HAL в місті Насик з радянських деталей. Виготовлено 50 літаків.
МИГ27м - модернізований. Змінений склад устаткування і озброєння. Випускався в 1978-1983 роках на авіазаводі Іркутська і Улан-удінськом вертолітному. Виготовлено 162 літаки.
МИГ27мл - індійський МИГ-27М. Збирався з вузлів місцевого виробництва. У 1988-1996 роках виготовлено 150 літаків.

Бойове застосування
До винищувачів-бомбардувальників МИГ-23Б/МИГ-27 перейшли багато “дитячих хвороб” винищувача МИГ-23. Так, на літаках раннього випуску “тріщали” і текли зварні шви паливного бака № 2. Текли і крилеві паливні баки. Стрілянина з могутньої гармати, встановленої на МИГ-27, викликала викривлення ніші шасі, що, у ряді випадків, приводило до невиходу передньої стійки. Мали місце неполадки в паливній системі (зокрема, відмова паливного насоса бака № 1А із-за обриву ланцюга живлення фільтру перешкод, розміщеного поблизу гармати).
На модифікаціях МИГ-27М, МИГ-27К і МИГ-27Л багато недоліків вдалося усунути, і винищувачі-бомбардувальники стали цілком надійними машинами.
Так само, як і винищувачі МИГ-23, МИГ-27БН стали майже незмінними учасниками всіх скільки-небудь серйозних локальних конфліктів 1970—80-х років. Вельми активно літаки цього типу використовувалися в боях в Лівані літом 1982 р. З 6 по 11 червня полк у складі сірійських ВВС, завдав декілька могутніх бомбових ударів по цілях в глибині ізраїльських бойових порядком Спільно з винищувачами-бомбардувальниками Су-22М Миті виконали 40 бойових вильотів, знищивши, за сірійськими даними, 80 танків і близько двох батальйонів ізраїльської піхоти. Проте планування сірійцями ударних операцій не можна було визнати вдалим; якщо в ході першого нальоту, що опинився несподіваним для ізраїльтян, Миті заподіяли значний збиток супротивникові і не понесли втрат, то під час подальших ударів по цих же цілях, нанесених через декілька годинників після першого, ППО (зокрема, ЗСУ “Вулкан” і ЗРК “Маулер”), “опам’яталася”, почала воювати ефективніше і спільно з винищувачами F-16A, що діяли на малих висотах, збила 14 МИГ-23БН. Ізраїльським зенітникам кинулася в очі відсутність грамотного планування сірійцями бойових вильотів: за їх словами, “Миті йшли хвилями, одна за одною, послідовно вражаючись засобами ППО”.
Втім, хоча використання винищувачів-бомбардувальників МИГ-23БН було організоване далеко не кращим чином, льотчиків виручала живучість і високі льотні характеристики літака. По розповідях радянських військових радників, що знаходилися у той час до Сірії, однієї МИТІ, “заблукавши” в серпанку, повислому в “небі Галілєї” із-за численних пожеж, не зМИГ знайти свою мету — колону ізраїльських танків, “проскочив” Ліван і несподівано вийшов на Хайфу. Промчав над нею, стрясаючи стекла будинків ревом турбіни, МИТЬ скинула 16 ФАБ-100 на що випадково підвернулася в колону бойової техніки і, пройшовши над морем, благополучно повернувся на свій аеродром, звільнившись однією пробоїною. Був випадок, коли на базу Дахлак повернулися два МИГ-23БН, що горіли, що успішно виконали посадку і “благополучно догорілі” вже на землі.
МИГ-23БН успішно застосовувалися в Анголі для ударів по наземних цілях, зокрема по бойових позиціях і комунікаціях військ ЮАР і УНІТА Один МИГ-23БН був збитий зенітним вогнем супротивника в кінці 1985 р., ще два винищувачі-бомбардувальники було знищено в 1987 р. також вогнем із землі. Всього ж на півдні країни в 1987 р. від вогню повстанців, а також ППО і ВВС ЮАР, Анголу втратили 20 літаків (зокрема шість бойових) і сім вертольотів.
Під час Ірако-Іранской війни 1980—1988 рр. винищувачі-бомбардувальники МИГ-23БН (а на завершальному етапу — і МИГ-27) використовувалися для завдання ударів по віддалених нафтових терміналах і морських цілях в Персидській затоці. Бойові можливості іракських літаків ще більш збільшилися після оснащення їх штангою, що не забирається, для дозаправки в повітрі, аналогічною встановленою на винищувачі “Міраж”, а також контейнером з оптоелектронною системою стеження і целеуказання ATLIS французького виробництва, що дозволило збільшити дальність пуску УР Х-29л з 8 до 14 км.
В ході Афганської війни, на відміну від МИГ-23, винищувачі-бомбардувальники МИГ-27 майже не використовувалися в бойових діях. У жовтні 1988 р. до Афганістану (р. Шинданд) був направлений один полк цих літаків, який брав участь в боях до лютого 1989 р., коли почався “наш відхід з Кабула”. Одним з найбільш ефективних зразків озброєнь, МИГ-27, що застосовувалися, в Афганістані, стали боєприпаси об’ємного вибуху, зокрема ОДАБ-500П, що вражають живу силу, розташовану як відкрито, так і у фортифікаційних спорудах, в радіусі до 400 м від місця вибуху.