Техническое описание самолета Су-25К 8-й производственной серии

 

Самолет Су-25 представляет собой од­номестный двухдвигательный дозвуковой высокоплан с крылом умеренной стреловид­ности и нормальным хвостовым оперени­ем. Самолет частично бронирован. Разра­ботан для нанесения ударов по наземным целям в простых метеоусловиях. В разме­щенных по бокам средней части фюзеляжа гондолах установлены два ТРД Р-95Ш кон­струкции Туманского, двигатели не имеют форсажных камер. В конструкции планера самолета используются сплавы на основе алюминия (60%), титана (13,5%), магния (2%), стали (19%), а также композиционных и других материалов (5,5%).

 

Фюзеляж

 

Фюзеляж полумонококовой конструк­ции, разделен на четыре секции: носовую, переднюю, центральную, хвостовую. Кон­структивно фюзеляж состоит шпангоутов, вспомогательных шпангоутов, лонжеронов, стрингеров и обшивки.

Носовая часть - от шпангоута № 1 до шпангоута № 4. В носовой части размеще­ны датчики статического атмосферного давления, датчики угла атаки, аппаратура прицельной системы «Клен-ПС», в пере­дней части секции имеется прозрачное окно для лазерного дальномера-целеуказателя. К носовой части также крепятся приемники воздушного давления. В большом не герме­тизированном отсеке задней части носовой секции размещена навигационная аппарату­ра, доступ в отсек - через четыре откиды­вающиеся на петлях вверх панели.

Передняя секция - между шпангоутом № 4 и шпангоутом №11. Здесь находятся кабина летчика, ниша передней опоры шас­си, пушка и отсек бортового электронного оборудования. Кабина летчика сварена из титановой брони толщиной от 10 до 24 мм. На задней стенке кабины находятся направ­ляющие катапультируемого кресла К-36Л -упрощенный вариант кресла К-36Д/ДМ. Заголовник кресла также прикрыт броней.

Приборная доска - классического типа. Слева от кресла находятся два РУДа, орга­ны управления радиосвязной аппаратурой, тормозами колес шасси и воздушными тор­мозами, а также переключатели прицельной системы «Клен-ПС» и ряд систем вооруже­ния, вентиль магистрали противоперегрузочного костюма, вентиль кислородной си­стемы. На переплете фонаря справа от крес­ла размещена рукоятка аварийного сброса фонаря. Справа от кресла на боковой консоли расположены переключатели электро­системы, обогрева лобового остекления фонаря, топливной системы. В состав при­борного оборудования кабины входят обыч­ные пилотажно-навигационные приборы и приборы контроля работы двигателей, кон­трольная индикация. Над приборной доской установлен комбинированный прицел для стрельбы из пушки и бомбометания с ви­деоконтрольным устройством.

Фонарь кабины имеет неподвижный ко­зырек и откидной сегмент. Лобовое остек­ление козырька выполнено из нескольких слоев кремниевого стекла и одного слоя плексигласа (суммарная толщина 65 м), обо­грев лобового остекления - электрический.

Остекление откидного сегмента - плексигласовое. Рама фонаря изготовлена из алю­миниевого сплава. На переплете фонаря по оси самолета закреплен перископ обзора задней полусферы, по бокам - два зеркала заднего вида. Подвижный сегмент фонаря откидывается вручную вправо. Кабина не герметизирована, но наддувается до давлением 3-5 кПа. С левой стороны на внешней поверхности фюзеляжа имеется выдвижная лесенка для доступа в кабину. В отсеке под кабиной между шпангоутами № 4 и № 7 размещена двухствольная пушка калибра 30 мм и боекомплект, а также аппаратура доплеровского измерителя скорости сноса ДИСС-7. Пушка крепится к днищу кабины и вспомогательному шпангоуту. К днищу кабины крепятся также петли носовой опо­ры шасси. Ниша передней оборы шасси зак­рывается двумя створками, ниша располо­жена за пушкой и расширяется в сторону отсека с БРЭО.

Центральная часть фюзеляжа, между шпангоутами №11Б и № 21, представляет собой центроплан с двумя интегральными топливными баками. Бак № 1 находится между шпангоутами № 11Б и № 21, емкость бака - 1128 л. Бак № 2 находится между шпангоутами № 18 и № 21, емкость бака -1250 л. Оба бака снабжены системой полипеноуританового заполнения, предотвращающей детонацию паров топлива и пожар в случае попадания в бак пули или осколка снаряда. Ниже силовой рамы центроплана размещены отсеки основных опор шасси. Верхняя поверхность ниши шасси одновре­менно является стенкой воздухозаборника двигателя. Каждая ниша закрывается тремя створками. В гаргроте размещены тяги сис­темы управления, топливо- и пневмопроводы, жгуты электропроводки.

Между нерегулируемыми воздухозабор­никами двигателей и фюзеляжем имеются щели шириной 60 мм для слива погранич­ного слоя воздуха. Плоскость входного сечения воздухозаборника имеет наклон 7 град к вертикали для оптимизации воздушного потока при полете с большими углами ата­ки. Конструктивно воздухозаборник выпол­нен из шпангоутов, лонжеронов и двойной обшивки. Воздухозаборник системы конди­ционирования расположен в правом возду­хозаборнике двигателя.

Хвостовая секция фюзеляжа - между шпангоутом № 21 и шпангоутом № 35. дви­гатели крепятся к шпангоутам № 20 и № 27. Обшивка нижней части мотогондол выпол­нена съемной. Демонтаж двигателей произ­водится снизу. Воздух для охлаждения дви­гателя отбирается через большой воздухо­заборник, расположенный в верхней части мотогондолы. Хвостовая секция также име­ет гаргрот с тягами управления, трубопро­водами и электропроводкой внутри. Контей­нер тормозного парашюта закреплен на шпангоуте № 35, самом последнем шпанго­уте силового набора планера.

 

Горизонтальное оперение

 

Горизонтальное оперение состоит из двух плоскостей и двух рулей высоты. Си­ловой набор плоскости представляет собой лонжероны, шпангоуты и нервюры. Руль высоты навешивается в трех узлах. Рули отклоняются синхронно, диапазон отклоне­ния от +14 до -23 град. На правом руле вы­соты находится триммер. Рули статически и аэродинамически скомпенсированы. Плоскости стабилизатора устанавливаются в три положения: взлетное, посадочное и полетное. Стабилизатор для увеличения аэродинамической эффективности установ­лен выше крыла и двигателей.

 

Вертикальное оперение

 

Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления. Руль направления раз­делен на две секции, маленькую (верхняя) и большую (нижняя). Меньшая по площади часть отклоняется по сигналам автоматичес­кой системы демпфирования колебаний по курсу, большая часть управляется педаля­ми. Верхняя часть обшивки киля выполне­на из диэлектрического материала, радио­прозрачной обшивкой закрыты антенны. В носке киля находится воздухозаборник ава­рийного электрогенератора. В толще киля размещен регистратор параметров полета «Тестер-У3», проходят тяги системы управ­ления и электропроводка. Нижняя секция руля направления имеет диапазон отклоне­ния +/- 25 град., она аэродинамически и ста­тически сбалансирована. Верхняя секция также аэродинамически и статически сба­лансирована. На нижней секции установлен триммер.

 

Крыло

 

Плоскости крыла крепятся к фюзеляжу под углом -2 град 30 мин (в поперечном сечении). Плоскости стыкуются с центроп­ланом. Конструктивно плоскость делится на центральную часть, переднюю и концевую секции. На торцах плоскостей расположе­ны гондолы с расщепляющимися воздушными тормозами («крокодилами»), в гондо­лах находятся антенны радиоаппаратуры, посадочные фары, аэронавигационные огни. Пространство между шпангоутом № 1 и шпангоутом № 10 представляет собой ин­тегральный топливный бак. На нижней повер­хности плоскости расположены узлы крепле­ния пяти пилонов для подвески внешней на­грузки. Четыре внутренних пилона - универ­сальные типа БД3-25, пятый - ПД-62-8.

Тяги управления элеронов и электропро­водка проходят в носке крыла. Щелевой предкрылок состоит из пяти секций, секции соединены друг с другом в двух точках. Тре­тья секция образует зубец. Во взлетном по­ложении предкрылок отклоняется на угол 12 град, в боевом - на угол 6 град. Элероны и закрылки крепятся к заднему лонжерону. Элероны навешиваются на трех петлях, уп­равляются посредством бустеров БУ-45А.

Диапазон углов отклонения элеронов - +/-18 град. Закрылки в боевом положении от­клоняются на угол 20 град, в посадочном/ взлетном - на угол 40 град, (внешние сек­ции) и 35 град (внутренние секции).

Концевые гондолы крепятся к торцам главных лонжеронов крыла. На нижней по­верхности гондолы находится посадочная фара ПРФ-4М, радом с фарой установлен вертикальный щиток, предотвращающий засветку кабины. В передней части гондо­лы расположены аэронавигационный огонь и антенны радиосистем. Максимальный угол отклонения секций воздушных тормо­зов - 55 град.

 

Шасси

 

Шасси трехопорное, с носовой опорой. Все опоры полностью убираются в фюзеляж. Носовая опора поворотом сначала га 90 град затем - назад. Основные опоры убира­ются поворотом к продольной оси самоле­та. Опоры шасси фиксируются как в убран­ном, так и в выпущенном положениях. Кон­струкция опоры позволяет эксплуатировать самолет с грунтовых взлетно-посадочных полос. Все опоры снабжены двухкамерны­ми гидропневматическими амортизаторами, ход амортизатора носовой опоры 340 мм, амортизаторов основных опор - 400 мм. Носовая опора сдвинута на 500 мм влево относительно продольной оси самолета. Носовая опора - управляемая, колесо пово­рачивается в пределах +/- 30 град. На коле­се носовой опоры смонтирован большой щиток, снижающий вероятность попадания в воздухозаборники двигателей посторон­них предметов, вылетающих из-под колеса на рулежке. Ниши шасси всех трех опор полностью закрываются створками. Убор­ка/выпуск шасси производится от второй гидросистемы, аварийный выпуск - от пер­вой гидросистемы. При полностью выпу­щенном шасси две из четырех створок ниш шасси закрываются.

Снижению пробега при посадке способ­ствуют два тормозных парашюта площадью по 25 м2 каждый. Основные купола выпус­каются посредством пружин и двух вытяж­ных куполов площадью 0,05 м2 и 1 м2.

 

Гидравлическая система

 

На самолете установлены основная и вспомогательная независимые гидравличес­кие системы. От основой гидросистемы запитаны привод поворота колеса носовой опоры шасси, первые камеры бустеров БУ-45А, приводы воздушных тормозов, пред­крылков и закрылков, переставляемого ста­билизатора. От основной гидросистемы производится аварийный выпуск шасси. От вспомогательной гидросистемы произво­дятся уборка/выпуск шасси, запитаны вто­рые камеры бустеров БУ-45А, тормоза ко­лес основных опор и привод системы дем­пфирования колебаний самолета по курсу.

Каждая гидросистема включает насос НП-34-1М с приводом от двигателя (привод насоса основной гидросистемы - от левого двигателя, насоса вспомогательной гидро­системы - от правого двигателя), гидроак­кумулятор, резервуар рабочей жидкости, фильтры, трубопроводы, клапаны, датчики и др. арматуру. Рабочая жидкость - АМГ-10, емкость каждой системы  18 л, макси­мальное давление 20,3-22 МПа, нормальное давление 18 МПа, при падения давления в системе до 12 МПа срабатывает сигнализация отказа.

 

Система воздушного кондиционирования

 

Система воздушного кондиционирова­ния оптимизирует температуру и поддержи­вает небольшое избыточное давление в ка­бине (кабина не герметизирована). От сис­темы кондиционирования осуществляется обдув лобового козырька фонаря кабины для предотвращения запотевания, охлаждение отсеков с радиоэлектронным оборудовани­ем, наддув противоперегрузочного костю­ма. Горячий воздух для обогрева кабины отбирается от последней ступени компрес­сора. За счет смешивания горячего воздуха с холодным от системы кондиционирования в кабине поддерживается нормальная тем­пература. Температура поддерживается ав­томатически или вручную.

 

Кислородная система

 

Кислородная система предназначена для подачи кислорода летчику на высотах бо­лее 2000 м как в кабине, так и при катапуль­тировании. Кислородная система включает две подсистемы: основную (бортовую) и кислородную систему катапультируемого кресла. Бортовая система запитывается из четырех баллонов емкостью по 5 л (давле­ние в баллоне 15 МПА), размещенных на стенке ниши носовой опоры шасси. На вы­сотах от 2000 до 7000 м к кислородной мас­ке летчика подается смесь воздуха и кисло­рода, выше 7000 м - чистый кислород. Ава­рийная кислородная система БКО-3В3 обес­печивает подачу кислорода в течение трех минут после катапультирования, система включается вручную или автоматически.

 

Топливная система

 

Используется реактивное топливо типа ПЛ-4, ПЛ-6, ТО-1, ТС-1, РТ (в аварийном режиме двигатель может шесть часов рабо­тать на дизельном топливе). Топливная си­стема состоит из двух подсистем: основной подсистемы и подсистемы, предназначен­ной для запуска двигателей. В фюзеляже расположены два топливных бака - № 1 впереди и № 2 - сзади. Бак № 2 разделен на две части, меньшая из которых находится в центроплане. На пилонах под крылом пре­дусмотрена возможность подвески четырех топливных баков. Емкость фюзеляжных ба­ков - 2386 л, емкость крыльевых баков -1274 л, емкость ПТБ - 800 или 1500 л. Дни­ща и боковые стенки фюзеляжных баков бронированы. Все баки надуваются воздухом, отбираемым от восьмой ступени компрессо­ра двигателя и от расположенного на фюзеля­же воздухозаборника. В состав топливной си­стемы входят насос ДЦН-44ДТ, инжекторный насос СН-6, насос ИЦН-91Б, регулятор НР-54, фильтры, вентили, клапаны, трубопрово­ды, датчики температуры, давления и расхода топлива, а также контрольная индикация на приборной доске в кабине.

Заправка производится централизован­но через заливочную горловину в баке № 1 или побачно через индивидуальные горло­вины баков. Аварийная сигнализация сра­батывает при остатке топлива в 300 л.

 

Система управления

 

Управление по курсу, крену и тангажу осуществляется традиционно - рулями на­правления, высоты и элеронами. Руль на­правления, правый элерон и правый руль высоты снабжены триммерами и регулиро­вочными пластинами. В контур управления элеронам включены необратимые бустеры БУ-45А, в контуре управления но крену имеется пружинная загрузка.

Верхняя секция руля направления уп­равляется независимо от нижней по сигна­лу автоматической системы демпфирования колебаний по крену СБУ-8, привод секции руля - от гидроусилителя РМ-130. Провод­ка системы управления выполнена из алю­миниевых и стальных тяг, проводка в наи­более уязвимых от огня с земли местах была продублирована. Перестановка ста­билизатора осуществляется двумя гидро­приводами (по одному на половинку ста­билизатора).

 

Система пожаротушения

 

В состава системы пожаротушения вхо­дят система сигнализации о возгорании ССП-21 и система пожаротушения двига­тельных отсеков УБШ-4-2.

В каждом двигательном отсеке установ­лено по три ионизационных датчика УТБГ, аварийная индикация находится на приборной доске в кабине летчика. Активизация системы пожаротушения производится вручную. В каждом отсеке установлено по два шаровых баллона емкостью 4 л с фрео­ном (давление в баллонах 6,9014,2 МПа).

 

Электросистема

 

Электросистема включает сеть постоян­ного тока напряжением 28,5 В, трехфазную сеть переменного так напряжением 36 В и частотой 400 Гц, однофазную сеть напря­жением 115 В и частотой 400 Гц.

Электросеть постоянного тока запитана от двух стартер-генераторов с приводом от двигателей, в качестве аварийного источ­ника питания постоянного тока установле­ны две никель-кадмиевые аккумуляторные батареи емкостью по 25 Ач. В электросеть постоянного тока также входят стабилизи­рующий преобразователь, регулятор напря­жения, предохранители, устройства ава­рийной защиты от перегрузки.

Источником электропитания сети пере­менного тока напряжением 115 В служат два электрогенератора ГО-4ПЧ-4 с приводом от двигателя.

Питание трехфазной сети переменного типа напряжением 36 В осуществляется от двух усилитилей-преобразователей ПТО-1000/1500М

Все три сети имеют разъемы для пода­чи питания от внешнего источника, разъе­мы находятся на внешней стороне левого воздухозаборника.

Осветительная система включает осве­щение кабины (красным светом), сигналь­ную подсистему САС-4, аэронавигационные огни, посадочные фары.

 

Бортовое оборудование

 

В состав бортового оборудования вхо­дят пилотажно-навигационная аппаратура, радиосвязная аппаратура, система управле­ния вооружением.

Пилотажные приборы и приборы конт­роля работы двигателей - обычные. К стан­дартному комплекту добавлены указатель угла атаки УУАП-72М-15 и индикатор вер­тикальной перегрузки. Данные об истинной воздушной скорости поступают от основно­го приемника воздушного давления ПВД-18Г-3М и резервного ПВД-7.

В кабине установлены индикаторы радио­компаса АРК-15, радиовысотомера РВ-15, маркерного радиоприемника МРП-56, ответ­чика и запросчика системы гос. опознавания.

Навигационная система КН-23-1 вклю­чает радиосистему ближней навигации РСБН-6С, инерциальную курсовертикаль ИКВ-1, доплеровский измеритель скорос­ти сноса ДИСС-7, БЦВМ В-144 и ряд дру­гих устройств. Система допускает совмест­ную работу с наземными радиомаяками РСБН-2Н и РСБН-4Н в навигационном ре­жиме и системы ПРМГ-4 в посадочном ре­жиме. В навигационную систему можно вводить координаты трех поворотных пун­ктов маршрута, координаты четырех целей и четырех аэродромов посадки. Заход на посадку в автоматическом режиме возможен до высоты 60 м. В автоматическом режиме система РСБН обеспечивает навигацию на удалении до 360 км, работоспособна в пре­делах площади 1200 га 1200 км.

 

Радиосвязная система

 

Радиосвязная система включает приемо­передающую радиостанцию Р-862 УКВ диапазона (рабочие диапазоны 100-149,975 МГц, 220-399, 975 МГц), которая использу­ется для переговоров в воздухе и связи с землей, минимальная мощность излучения радиостанции 30 Вт. Радиостанция Р-828 предназначена для связи с подразделения­ми сухопутных войск, минимальная мощ­ность излучаемого сигнала 10 Вт. Аварий­ная радиостанция Р-855 входит в комплект катапультируемого кресла, диапазон рабо­чих частот 20-59,975 МГц. Переговорная система СПУ-9 предназначена для связи с техническим персоналом на аэродроме, че­рез наушники системы СПУ-9 подаются акустические сигналы от маркерного радио­приемника, радиокомпаса, системы предуп­реждения о пуске ракет, радиостанции.

Система вооружения включает стрел­ковый/бомбардировочный прицел АСП-17ВС-8, лазерный дальномер-целеуказатель «Клен-ПС», вычислитель БСУ-М3-8, система наведения ракет воздух-поверхность «Метка», видеоконтрольное устрой­ство прицела СШ-45А-1 -100, фотокинопулемет АКС-5-75. Система вооружение обеспечивает поражение наземных и воз­душных целей из бортовой пушки, бом­бометание с горизонтального полета, пи­кирования и кабрирования, поражение наземных целей ракетным оружием в про­стых метеоусловиях.

Регистратор параметров полета «Тес­тер» и устройство памяти МС-61М предназ­начены для снятия и хранения 265 полет­ных параметров и параметров, характери­зующих работу ботовых систем.

 

Двигатель

 

На штурмовике Су-25 установлено два турбореактивных двигателя Р-95Ш без фор­сажных камер, воздухозаборники двигате­лей - нерегулируемые. Двигатель Р-95Ш представляет собой вариант ТРД Р-13Ф-300.

Компрессор имеет три ступени низкого и пять ступеней высокого давления. Каме­ра сгорания кольцевого типа с двумя вос­пламенителями и десятью форсунками. Тур­бина имеет две ступени. Коробка приводов размещена сбоку внизу двигателя. Масло­бак правого двигателя бронирован.

Отсек двигателя вентилируется и охлаж­дается атмосферным воздухом, который отби­рается через расположенный на верхней по­верхности мотогондолы воздухозаборник.

 

Вооружение

 

Единственным встроенным вооружени­ем является установка ВПУ-17А с двух­ствольной пушкой ГШ-30-2 (АО-17А, изде­лие 9А623). Начальная скорость снаряда пушки 870 м/с, скорострельность 3000 вы­стрелов в минуту, боекомплект 250 снаря­дов. Пушка и снарядный ящик расположе­ны левой нижней части передней секции фюзеляжа.

Подвесное вооружение размешается на десяти подкрыльевых пилонах: восьми внутренних универсальных пилонах БД3-25 и двух внешних пилонах ПД-62-8 с авиаци­онными пусковыми установками АПУ-60-1МД. Внешние пилоны используются толь­ко для подвески ракет воздух-воздух Р-60 или Р-60М ближнего радиуса действия.

Пилон БД3-25 позволяет подвешивать одну свободнопадающую или корректируе­мую авиабомбу массой 500 кг, до четырех авиабомб массой по 50 кг или по 100 кг на многозамковых бомбодержателях МБД2-67У. На пилоны БД3-25 также могут подве­шиваться контейнеры малогабитных грузов КМГУ-2, кассетные бомбы РБК-250 и РБК-500 другие авиабомбы. До девяти бетонобойных авиабомб БетАБ50 массой по 45 кг подвешивается на пилон Б3-25 через адап­тер Управляемая ракета Х-25МЛ подвешивается на пилон Б3-25 через АПУ-68УМ2, Х-29Л - через АКУ-58Е. Блоки НАР УБ-32А и УБ-32М (57-мм ракеты С-5), Б-8М1 (80-мм ракеты С-8), Б-13Л (122-мм ракеты С-13), так же как НАР С-24Б калибра 240 мм подвешиваются на пилоны через авиационные пусковые ус­тройства АПУ-58УМ2 или АПУ-68УМЕ2. Ракеты С-25 калибра 340 мм запускают­ся с пусковой установки ПУ-О-25, кото­рая подвешивается на пилон Б3-25.

Предусмотрена подвеска на пилоне Б3-25 подвесного пушечного контейнера СППУ-22-01 с одной двухствольной пуш­кой ГШ-23-1 (скорострельность 3000-4000 выстрелов в минуту, боекомплект 260 сна­рядов). Установленное в контейнере орудие подвижно в вертикальной плоскости, мак­симальный угол отклонения в нижнюю по­лусферу -30 град. Возможно подвеска кон­тейнера «задом наперед» для стрельбы в заднюю полусферу, в это случае максимальный угол отклонения пушки -23 град.

Кнопка отстрела ИК ловушек ППИ-26 из блоков АСО-2В расположена на рукоят­ке управления двигателем в кабине летчи­ка. На третьем пилоне возможна подвеска контейнера со станцией постановки помех СПС-141МВГ «Гвоздика», или усовершен­ствованных вариантов СПС-142 и СПС-143.

Для обслуживания и дозаправки при­меняется специальный мобильный пункт АМК-8.

 

ТТХ Су-25

 

РАЗМЕРЫ

размах крыла 14,36 м

длина самолета (со штангой ПВД) 15,53 м высота самолета 4,59 м

площадь крыла 30,10 м2.

МАССЫ И НАГРУЗКИ, кг

максимальная взлетная 17 600

нормальная взлетная 14 530 (самолеты поздних серий)

максимальная посадочная 13 300

нормальная посадочная 10800

пустого самолета 9315 (самолеты поздних серий)

топлива во внутренних баках 3000

максимальная боевая нагрузка 4340

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА два ТРД P95II1 (2x4100 кгс) или Р-195 (2x4300 кгс).

ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

максимальная скорость 970 км/ч

ограничение по числу М 0,82 (0,71 для самолетов ранних серий)

практический потолок 10000 м

практическая дальность с четырьмя ПТБ у земли 750 км

на оптимальной высоте 1950 км

радиус действия с боевой нагрузкой 3000 кг - 500 км

длина разбега 500 - 900 м

длина пробега 600 - 800 м

скорость отрыва 240-270 км/ч

посадочная скорость 2250-260 км/ч

максимальная эксплуатационная перегрузка 6.5G

 

ТТХ Су-39

 

РАЗМЕРЫ

размах крыла 14,52 м

длина самолета (со штангой ПВД) 15,35 м

высота самолета 5,20 м

площадь крыла 30,10 м2

МАССЫ И НАГРУЗКИ, кг

максимальная взлетная 20 500

максимальная посадочная 13 200

топлива во внутренних баках 3840

максимальная боевая нагрузка 5000

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА два ТРД Р195Ш (2x4300 кгс)

ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

максимальная скорость на уровне моря 950 км/ч

ограничение по числу М 0,82

практический потолок 10000 м

перегоночная дальность 2250 км

радиус действия с боевой нагрузкой массой 2 т у земли 400 км

на оптимальной высоте 630 км

длина разбега 650 м

длина пробега 750 м

максимальная эксплуатационная перегрузка 6,50