Истребитель-перехватчик МиГ-25П (код НАТО — «Foxbat») предназначен для поражения воздушных целей днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, а также в условиях организованных помех. Первый в мире серийный истребитель, достигший рубежа скорости 3000 км/ч. В 1961 г. в ОКБ им. А.И. Микояна началось проектирование самолета Е-155. В марте 1964 г. состоялся первый полет опытного высотного скоростного разведчика Е-155Р-1, а в сентябре 1964 г. в небо поднялся опытный перехватчик Е-155П-1. В 1970 г. подписан акт о государственных испытаниях перехватчика, а в 1972 г. МиГ-25П официально принят на вооружение авиации ПВО.
После выпуска установочной партии перехватчиков авиазавод в Горьком построил еще некоторое количество МиГ-25П с вертикальным оперением и подфюзеляжными гребнями старой конструкции и так называемыми «ластами» на законцовках крыла. Однако с 1971 г самолёты приобрели привычный нам внешний облик, включая крыло с поперечным «V» до -5', что позволило отказаться от «ласт». Внутри самолёт также доработали. В частности, применение дифференциально отклоняемого стабилизатора позволило повысить предельно допустимую приборную скорость до 1300 км/ч, что на 200 км/ч больше скорости с обычным стабилизатором. Тем неожиданней стали несколько катастроф, случившихся в полётах около земли на приборных скоростях всего лишь около 1000 км/ч.
Первой их жертвой стал пилот Майстренко из Центра боевой подготовки авиации ПВО. Во время подготовки к очередному показу на аэродроме Кубинка его самолёт на малой высоте перевернулся через крыло и врезался в землю. Расследовавшая происшествие комиссия дефектов материальной части не нашла. Предполагали что угодно — от внезапного порыва ветра до ошибки в пилотировании. Тем временем из строевых частей начали поступать сообщения о кратковременных отказах в системе управления МиГ-25П. Очередной жертвой стал достаточно опытный военный летчик-испытатель Кузнецов.
Эти случаи заставили провести специальную программу полетов в ЛИИ, которую поручили одному из наиболее опытных испытателей О,Гудкову. Самолёт оборудовали КЗА и средствами телеметрии, продумали меры безопасности. Однако 4 октября 1973 г во время подхода к аэродрому на большой скорости и высоте 500 м началось неуправляемое вращение машины, в результате она разбилась, а пилот погиб. Расследование показало, что мощности бустера привода стабилизатора при определенных условиях не хватает для преодоления возникающего шарнирного момента. Решение проблемы нашли быстро — ось вращения стабилизатора сместили на 140 мм вперед, что увеличило плечо действия бустера. Новшество внедрили в серию, а все ранее выпущенные перехватчики доработали.
Тактические возможности машины расширились благодаря внедрению новой наземной системы наведения «Воздух-1М» вместо системы «Воздух-1» и модернизации бортового оборудования. Так РЛС «Смерч-А» с середины 1970-х гг. была заменена на более надежную «Смерч-А2», доработкам подверглись аппаратура приборного наведения, система автоматического управления, радиосвязное оборудование. В 1974 г. на испытания была представлена станция «Смерч-А3» с режимом пространственной селекции целей, позволяющим обнаруживать их на фоне земли, однако ее эффективность была признана недостаточной. К наиболее важным достижениям рассматриваемого периода можно отнести значительное увеличение ресурса планера самолета: до 800, 900, а затем и 1000 часов налета (первоначально назначенный ресурс составлял только 50 часов). Аналогичную работу проделали с двигателем, подняв этот показатель с 25 до 750 часов. Все это привело к резкому снижению количества отказов матчасти, и со временем перехватчик стал считаться простым и надежным самолётом. Серийное производство МиГ-25П продолжалось до 1982 г., всего было выпущено чуть более 460 машин этого типа.
6 сентября 1976 г. произошло событие, отразившееся не только на судьбе МиГ-25, но повлиявшее на всю систему ПВО СССР. Во время учебных полетов на дальневосточном аэродроме Чугуевка летчик 531-го ИАП ст л-т В. Беленко угнал МиГ-25П в Японию. Специальная правительственная комиссия пришла к выводу, что без крупной модернизации оборудования перехватчика его боевая эффективность станет недопустимо низкой. В очень короткие сроки была подготовлена программа совершенствования самолёта, предусматривавшая, в частности, установку вместо импульсной РЛС «Смерч-А» станции с квазинепрерывным излучением «Сапфир». Последнюю предлагалось в кратчайшие сроки создать путем модификации только что отлаженной на МиГ-23 станции «Сапфир-23». Новую РЛС планировалось дополнить теплопеленгатором, что повышало помехозащищенность комплекса в целом и обеспечивало реализацию так называемых скрытых атак (без включения радара). Абсолютно необходимым считалось установить новую аппаратуру государственного опознавания, применить модернизированные ракеты Р-40 с почти в два раза большей дальностью действия, сделать возможной подвеску ракет ближнего боя Р-60 или Р-60М.
Соответствующее постановление Совмина СССР вышло 4 ноября 1976 г. Оно предусматривало создание перехватчика МиГ-25ПД и на его базе модернизированного авиационно-ракетного комплекса перехвата воздушных целей МиГ-25-40Д («Д» — доработанный). Работа над машиной шла очень быстрыми темпами. Этому способствовала тщательно продуманная и подготовленная руководителями темы Н.З.Матюком и Л.Г.Шенгелая программа испытаний. Первый опытный МиГ-25ПД строился на базе перехватчика с заводским №84042474, 19 ноября 1977 г эту машину с синим бортовым номером «305» поднял в воздух шеф-пилот фирмы В.Е, Меницкий. В 1978 г на летную станцию ОКБ в Жуковском поступили вторая и третья доработанные машины (номера «306» и «307»), В следующем году Государственная комиссия подписала Акт о завершении летных испытаний МиГ-25ПД, а еще через год он был принят на вооружение. В отличие от ранее выпущенных МиГ-25П, на доработанные машины мог подвешиваться сбрасываемый топливный бак емкостью 5300 л. На них устанавливались модернизированные двигатели Р15БД-300 с измененной коробкой самолетных агрегатов. Новая станция «Сапфир-25» (С-25 или Н-005) отличалась увеличенным диаметром антенны и позволяла обнаруживать цели с эффективной отражающей поверхностью 16-19 м на дальности более 100 км. Новая РЛС позволила обнаруживать цели на фоне земли, увеличилась дистанция пуска ракет, которые после модернизации получили обозначение Р-40РД и Р-40ТД,
Истребитель-перехватчик МиГ-25ПД
Серийный выпуск доработанного перехватчика начался в Горьком еще в 1978 г, сразу после завершения этапа «А» Госиспытаний, и продолжался до 1984 г, после чего авиазавод перешел на полномасштабное производство МиГ-31. Всего построили свыше 150 экземпляров МиГ-25ПД, Новая модификация оказалась настолько успешной, что было принято решение о переоборудовании ранее выпущенных МиГ-25П в МиГ-25ПД. Работы начались в 1979 г. Самолеты перегонялись из авиаполков в Горький, где их дорабатывали одновременно с проведением капитального ремонта. Прошедшие эту процедуру перехватчики получили обозначение МиГ-25ПДС, что означает «перехватчик, доработанный в строю». Эти машины практически ничем не отличались от серийных МиГ-25ПД, но подвесной бак на них устанавливаться не мог. Доработка всего парка перехватчиков завершилась одновременно с окончанием серийного производства МиГ-25ПД — в конце 1982 г. Исходные МиГ-25П, имевшие в свое время самую совершенную систему вооружения среди истребителей советской ПВО, первоначально не предполагалось поставлять на экспорт. Их даже не отправляли в авиачасти, расположенные в странах Варшавского договора. Однако акция В. Беленко и изучение самолёта потенциальным противником изменили ситуацию. Ограничения на экспорт «МиГа» в дружественные Советскому Союзу страны были сняты. По заказу ряда государств Ближнего Востока была разработана специальная экспортная модификация истребителя на базе МиГ-25ПД, отличавшаяся установкой устаревшей системы вооружения с РЛС «Смерч-А2», но дополненная ракетамк ближнего боя Р-60М.
Опыт реального боевого применение этих машин подсказал необходимость оснащения их средствами радиоэлектронного и инфракрасного противодействия. Это способствовало бы снижению потерь в ходе воздушных боев, В 1982 г. один из МиГ-25ПДС с укороченным заводским №7011 был оборудован средствами индивидуальной и групповой защиты от управляемых ракет с радиолокационными и тепловыми головками самонаведения. На него установили станцию предупреждения об облучении «Береза-ЛЭ», станцию радиоэлектронных помех «Герань», устройства отстрела ложных тепловых целей КДС-155. Летные испытания самолёта, который назвали МиГ-25ПДСГ («Г» — от названия станции «Герань»), успешно завершились в 1983 г, однако из-за дефицита станций помех доработку серийных перехватчиков не проводили.
Еще один самолёт с системой радиоэлектронного противодействия, получивший название МиГ-25ПДСЛ (бортовой номер "94", "Л» — от слова «лаборатория»), проходил испытания в 1985 г. Он отличался наличием станции предупреждения об облучении «Береза-ЛМ», станции постановки активных помех «Гардения-1ФУ» в подвесном контейнере, устройствами отстрела пассивных помех КДС-155.
В 1980-х гг. в СССР вернулись к вопросу о дозаправке в полете тактических самолётов. Из «двадцать пятых» соответствующими системами оснастили три машины — два разведчика-бомбардировщика v один перехватчик. На последнем, которому было присвоено наименование МиГ-25ПДЗ («3» — заправка, синий бортовой номер «45»), в 1986 г исследовалась возможность увеличения дальности рубежей перехвата воздушных целей и групповых действий с самолетами МиГ-31. Выдвижная штанга дозаправки располагалась впереди и несколько правее лобового стекла кабины. Для размещения новых агрегатов носовую часть фюзеляжа пришлось несколько удлинить. Испытание МиГ-25ПДЗ завершились успешно, и были подготовлены предложения по переоборудованию ранее выпущенных «МиГов». Но количество заправщиков Ил-78, выделенных для работы с авиацией ПВО, оказалось очень ограниченно. Поэтому было принято решение устанавливать систему дозаправки только на наиболее соеременные перехватчики МиГ-31.
В завершение рассказа о развитии перехватчиков МиГ-25П упомянем о нескольких нереализованных попытках радикально повысить их боевые возможности. Так, в середине 1960-х гг прорабатывался проект перехватчика Е-155ПА, способного бороться с целями в диапазоне высот от 100 до 30000 м, летящими со скоростью до 3500-4000 км/ч. Для этого предлагалось оснастить его новой системой управления вооружением «Смерч-100», на базе которой впоследствии была создана СУВ «Заслон» самолета МиГ-31, и новыми управляемыми ракетами Р-100. Силовая установка из особовысотных двигателей Р15БВ-300 должна была обеспечить максимальную скорость самолета до М=3,5.
Другой проект предусматривал установку на Е-155П комплекса вооружения на базе РЛС «Вихрь» с дальностью обнаружения воздушных целей до 120-150 км. Однако в обоих случаях военные изменили свои взгляды до того, как проекты перешли в стадию реализации. В 1985 г рассматривалось предложение по установке на МиГ-25ПД комплекса вооружения истребителей Су-27 или МиГ-29М. Проект назывался МиГ-25ПДМ. Но подвеска ракет Р-27 ввиду их низкой термостойкости ограничивала максимальную скорость полета, поэтому данный проект также не получил развития.
МиГ-25П — двухдвигательный высокоплан с трапециевидным крылом, боковыми воздухозаборниками, двухкилевым вертикальным и цельноповоротным горизонтальным оперениями. Самолёт изготовлен из высокопрочных нержавеющих сталей (около 80% по массе), а также алюминиевого (11%) и титанового (8%) сплавов. Основной вид соединений в конструкции — автоматическая и полуавтоматическая контактная и дуговая сварка. Фюзеляж — типа монокок с дополнительными нижними лонжеронами и балками. Представляет собой единый агрегат без эксплуатационных разъемов. Технологически фюзеляж состоит из переднего отсека, закабинного отсека, отсека топливных баков, хвостовой части, двух воздухозаборников и хвостового кока. В верхней части переднего отсека фюзеляжа расположена гермокабина летчика, а под ней — оборудование. Фонарь кабины состоит из козырька и откидной части и изготовлен из термостойкого оргстекла толщиной 20 мм (козырек) и 12 мм (откидная часть). Открытие и закрытие фонаря — ручное. В открытом положении откидная часть фиксируется подкосом спереди и штангой стопорения сзади. В закрытом положении она запирается четырьмя замками и герметизируется шлангом, который надувается сжатым воздухом. Носовая часть переднего отсека в зависимости от модификации самолета имеет различную конструкцию. В носовой части переднего отсека перехватчика расположена РЛС, антенна которой закрыта радиопрозрачным конусом.
Закабинный отсек состоит из герметичной теплоизолированной верхней части, в которой установлено радиоэлектронное оборудование, и негерметичной ниши передней опоры шасси. По конструкции закабинный отсек — полумонокок, образованный панелями. Отсек топливных баков — основной силовой отсек фюзеляжа, разделенный шпангоутами на шесть баков. Отсек содержит узлы навески консолей крыла, основных опор шасси и двигателей.
Хвостовая часть фюзеляжа содержит узлы навески двигателей, килей и подфюзеляжных гребней. Здесь расположены отсеки бустеров и балки крепления консолей стабилизатора. Кроме того, на шп. № 14 закреплены гидроцилиндры нижнего и верхнего тормозных щитков и качалки управления рулями поворота. Низ фюзеляжа между шп. № 9 и № 13 представляет собой откидные панели для ТО, демонтажа и монтажа двигателей.
Воздухозаборник каждого двигателя автономный, прямоугольного переменного сечения. Оснащен двухстворчатым регулируемым клином, передняя створка которого имеет отверстия для отсоса погранслоя, а на задней установлен турбулизатор, а также регулируемой нижней створкой, которая может занимать три фиксированных положения.
Хвостовой кок фюзеляжа приклепан к сил. шп. № 14. Он включает внутреннюю (стальную) часть и наружные (титановые) панели: ниши верхнего и нижнего тормозных щитков и контейнер тормозных парашютов с дюралюминиевой крышкой. Тормозные щитки отклоняются на угол 45°. Общая площадь тормозных парашютов — 50 м. Парашюты могут выпускаться по команде летчика или автоматически при касании земли.
Крыло — свободнонесущее, трапециевидное, имеет аэродинамическую крутку. Удлинение крыла — 2,94, сужение — 3,1, угол поперечного «V» — 5'. Стреловидность крыла по передней кромке — переменная — от 42'30' до 4Г02'. Угол стреловидности по задней кромке — 9''29'. Консоль крыла крепится к фюзеляжу в пяти точках. Основными силовыми элементами консоли являются передний, средний и задний лонжероны, а также передний и задний стрингеры. Продольный набор, нервюры и обшивка выполнены в основном из стали и соединены с помощью сварки. Внутреннее пространство консоли представляет собой два герметичных отсека, образующих передний и задний крыльевые топливные баки. Носок крыла — съемный, сварной из титанового сплава. Внутри носка проходят топливопровод и электрожгуты. На законцовках закреплены противофлаттерные грузы.
Хвостовое оперение. Кили — трехлонжеронные, киль крепится к фюзеляжу в четырех точках. Руль поворота — клепаной конструкции, отклоняется на угол до 25' в обе стороны. Горизонтальное оперение — цельноповоротное, дифференциально отклоняемое. Углы отклонения на взлете и посадке — от -32° до +13°, а при максимальной скорости — от -12,5° до +5°. Самолет оснащен двумя симметрично установленными подфюзеляжными аэродинамическими гребнями клепаной конструкции. Каждый гребень состоит из двух частей: передней, присоединенной к откидной панели обслуживания двигателя, и задней, закрепленной на хвостовой части фюзеляжа. Задняя часть левого гребня оснащена отклоняемой штангой, являющейся датчиком касания земли и управляющей автоматическим выпуском тормозных парашютов.
Шасси — трехопорное с носовым колесом, убирающееся по направлению полета. Передняя опора — полурычажного типа, управляемая, оснащена двумя спаренными колесами. Уборка и выпуск шасси производится от гидросистемы, аварийный выпуск — от воздушной системы.
Силовая установка самолётов ранних выпусков включала два турбореактивных двигателя Р-15Б-300. Позднее устанавливались Р-15БД-300. Двигатель — одновальный, с осевым пятиступенчатым компрессором, индивидуальными камерами сгорания в общем корпусе, одноступенчатой турбиной, форсажной камерой и двухстворчатым трехпозиционным эжекторным соплом. Топливо — керосин марок Т-6 и Т-7П, размещается в шести фюзеляжных и четырех крыльевых баках. Общее количество топлива на МиГ-25П — 14750 кг.
Противопожарные системы двигателей — автономные, каждая включает в себя две подсистемы: сигнализации о пожаре и пожаротушения. Огнегасящий состав — фреон 114В2. Оборудование, за исключением аппаратуры специального назначения, на перехватчиках и разведчиках унифицировано. Оно состоит из: связной KB-радиостанции Р-847РМ (позднее — Р-864); связной УКВ-радиостанции Р-832М «Эвкалипт»; радиостанции Р-802; радиокомпаса АРК-10; радиовысотомера больших высот РВ-19 (позднее — РВ-18); радиовысотомера малых высот РВ-4 (РВ-4А); станции предупреждения об облучении СПО-10 «Сирена-3М» (позднее — СПО-15 «Береза»); маркерного радиоприемника МРП-56П; ответчика системы управления воздушным движением СО-63Б (позднее — СО-69); ответчика системы государственного опознования СР0-2П; радиосистемы ближней навигации РСБН-6С «Коралл»; антенно-фидерной системы «Пион-3П»; переговорного устройства СПУ-7; защищенного накопителя информации «Тестер УЗЛ»; аппаратуры речевой информации П-591 с магнитофоном РИ-65; магнитофона МС-6 «Лира»; приемника воздушного давления ПВД-7; системы автоматического и ручного управления воздухозаборником СРВМу-2А и др.
Кроме того, на всех МиГ-25П установлена автоматизированная пилотажно-навигационная система «Полет-1И», включающая в себя: систему ближней навигации и посадки «Ромб-1К»; систему автоматизированного управления полётом САУ-155П1 (на разведчиках - САУ-155Р1); курсовертикаль; систему воздушных сигналов СВС-ПН-5. Система «Полет-1И» обеспечивает полет в любое время суток, в простых и сложных метеоусловиях, в автоматическом, полуавтоматическом (директорном) и ручном режимах управления. При взаимодействии с наземными азимутально-дальномерными и курсо-глиссадными радиомаяками система обеспечивает: программный набор высоты; маршрутный полет по заранее запрограмированным трем промежуточным точкам и четырем аэродромам; возврат на аэродром вылета или один из трех запасных аэродромов; привод самолёта на незапрограмированный аэродром и посадку в ручном режиме; заход на посадку до высоты 50 м; повторный заход на посадку; полет на радиоориентир. Система «Полет-1И» сопрягается с аппаратурой бортового наведения и бортовой РЛС и обеспечивает вывод самолета в зону обнаружения и атаки цели.
Ключевым элементом бортового электронного оборудования перехватчиков МиГ-25П является система управления вооружением (СУВ), предназначенная для обеспечения перехвата и поражения воздушных целей днем и ночью в простых и сложных метеоусловиях с применением ракетного вооружения. Основу СУВ составляет РЛС «Смерч-А», а с середины 1970-х гг — ее улучшенный вариант «Смерч-А2». Перехватчики МиГ-25ПД и МиГ-25ПДС оборудовались РЛС типа «Сапфир-25», которая также обозначалась как РП-25М или РП-25МН. Кроме РЛС, в состав СУВ входят: теплопеленгатор ТП-26Ш (на МиГ-25ПД и МиГ-25ПДС); аналоговая вычислительная машина АВМ-25; аппаратура объективного контроля ПАУ-473. СУВ сопрягалась с запросщиком системы государственного опознования. Дальность обнаружения среднеразмерной цели РЛС «Сапфир-25» превышает 100 км. Перехватчики МиГ-25П оборудованы радиокомандной системой наведения с земли «Лазурь». На МиГ-25ПД и МиГ-25ПДС установлена новая аппаратура наведения и целеуказания БАН-75, взаимодействующая с наземным комплексом наведения «Луч-1».
Электрическая система самолёта МиГ-25П включает: два канала электроснабжения постоянным током с напряжением 28 В и две сети трехфазного переменного тока частотой 400 Гц и напряжением 208 В (для перехватчиков) или 115В (для разведчиков). В каждом канале постоянного тока основными источником энергии является генератор ГСР-12КИС, а резервным — аккумуляторная батарея 15СЦС-45Б. Источники переменного тока — генераторы СГК-11/1,5КИС (или СГК-11/1,5КИС-М), вращающиеся от приводов постоянных оборотов ППО-20 (по одному на каждый двигатель). Так как ряд потребителей требует питания переменным током частотой 400 Гц и напряжением 36 В, к каждой сети подключены трансформаторы Т-1,5/02. В аварийной ситуации обеспечивается автоматическое выключение мощных потребителей электроэнергии для того, чтобы агрегаты, обеспечивающие посадку, могли проработать не менее 15 минут.
Гидросистема состоит из двух автономных систем — бустерной и общей. Обидая обеспечивает: уборку и выпуск шасси, закрылков и тормозных щитков; торможение колес (в т.ч. их подтормаживание при буксировке самолета); автоматическое торможение колес основных опор при уборке; управление передней опорой шасси и воздухозаборниками (в т.ч. аварийную уборку клиньев); питание одной из камер двухкамерных бустеров системы управления самолетом; закрытие створок турбостартеров после запуска двигателей. Бустерная служит для питания другой камеры бустеров СУ и аварийного торможения колес шасси. Источником энергии в обеих системах служат поршневые ротативные насосы НП-70А, работающие совместно с гидроаккумуляторами. Каждую гидросистему обслуживают по два насоса, один из которых установлен на коробках приводов правого двигателя, другой — левого.
Воздушная система состоит из трех самостоятельных систем: основной, аварийной и системы поддавливания блоков радиооборудования. Основная система производит: герметизацию фонаря и включение его ПОС; управление подачей азота в топливные баки и аварийным сливом топлива; выпуск тормозных парашютов и их сброс; управление заслонками охлаждения генераторов, створками турбостартера и др. Аварийная воздушная система служит для аварийного выпуска шасси и установки нижних створок воздухозаборников во взлетно-посадочное положение. Система поддавливания обеспечивает наддув радиооборудования и бака системы жидкостного охлаждения блоков РЛС. Сжатый воздух содержится в трех баллонах. Емкость воздушного баллона основной системы — 14 л, аварийной — 10 л, системы поддавливания — 2 л.
Система управления — бустерная необратимая. В кабине размещены классические органы управления — ручка и педали с механизмами загрузки. Проводка управления — механическая, смешанная: жесткая (на прямолинейных участках) и тросовая. В качестве силовых приводов используются двухкамерные гидроусилители: два БУ-170 (по одному бустеру на каждую консоль стабилизатора), один БУ-170Э, отклоняющий оба элерона, и один БУ-190 для рулей направления. В системе управления стабилизатором установлена автоматика АРУ-90А, изменяющая передаточное отношение между отклонениями ручки и стабилизатора в зависимости скоростного напора. Для балансировки управления и снижения нагрузок на ручке и педалях используются механизмы триммерного эффекта МП-100М. Самолет оснащен системой автоматического управления САУ-155, исполнительными элементами в которой являются рулевые агрегаты РАУ-107А во всех каналах управления, работающие как раздвижные тяги. Для улучшения поперечной управляемости самолета служит система дифференциального отклонения стабилизатора и система компенсации при несимметричных пусках ракет.
Противообледенительная система защищает от обледенения козырек фонаря (используется этиловый спирт) и ПВД (электротепловая).
Системы жизнеобеспечения. Система кондиционирования предназначена для поддержания в кабине летчика и отсеках оборудования заданной температуры и давления. Воздух отбирается от компрессоров обоих двигателей (около 800 кг/ч), охлаждается и подается в кабину (поддерживается температура около +20'С) и отсеки оборудования. Комплект кислородного оборудования ККО-5ЛП обеспечивает работоспособность летчика во всем диапазоне высот в герметизированной кабине и на высотах до 11 км при ее разгеметизации. Снаряжение летчика: гермошлем ГШ-6 либо защитный шлем ЗШ-5 или ЗШ-7 (при полете на малых высотах); высотный компенсирующий костюм ВКК-6М или вентилируемый костюм ВК-3, а при полетах над морем — высотный морской спасательный комплект ВМСК-4 или ВМСК-2М, спасательный пояс АСП-74 или жилет АСЖ-58. При угрозе применения оружия массового поражения в состав снаряжения дополнительно включается защитная одежда «Комплект-Л».
Система катапультирования включает кресло КМ-1М, позволяющее спасать летчика на высотах до 20000 м и при приборных скоростях до 1200 км/ч, а также на взлете и посадке при скорости не менее 130 км/ч. Катапультируемое кресло оснащено парашютным кислородным прибором КП-27М, обеспечивающим питание летчика кислородом вплоть до приземления, а нем также размещается носимый аварийный запас: автоматически надуваемая резиновая лодка, аварийный радиомаяк «Комар», средства сигнализации и жизнеобеспечения.
Вооружение и разведывательное оборудование. Вооружение перехватчиков МиГ-25П состоит из четырех ракет средней дальности Р-40: двух с радиолокационной (Р-40Р) и двух с тепловой (Р-40Т) головками самонаведения. Ракеты подвешены на крыльевых пилонах на пусковых устройствах АПУ-84-46 и предназначены для поражения неманеврирующих и маневрирующих (с перегрузкой до 4д) целей. Модернизированные перехватчики МиГ-25ПД и МиГ-25ПДС вооружены усовершенствованными ракетами Р-40РД, Р-40РД1 и Р-40ТД. Эти перехватчики могут нести на внешних пилонах вместо Р-40 по две ракеты ближнего боя Р-60 или Р-60М на спаренных пусковых устройствах АПУ-60-11М.
Тактико-технические характеристики МиГ-25П
Размах крыла, м 14.06
Длина, м 22.30
Высота, м 6.50
Площадь крыла, м2 61.90
Масса, кг
пустого 18800
нормальная взлетная 36720
максимальная взлетная 41000
топлива 14470
Тип двигателя 2 ТРДФ Р-15Б-300
Тяга, кН
максимальная 2 х 73,5
форсажная 2 х 109,8
Максимальная скорость, км/ч
на высоте 3000 (М=2,83)
у земли 1200
Практическая дальность, км:
на скорости М=2,35 1250
на дозвуковой скорости 1730
Практический потолок, м 20700
Макс. эксплуатационная перегрузка 5
Экипаж, чел 1
Вооружение: четыре УР средней дальности Р-40Т и Р-40Р
