Текст книги "Энциклопедия современной военной авиации 1945-2002: Часть 1. Самолеты"

Автор книги: В. Морозов

Соавторы: С. Сидоренко,В. Обухович
сообщить о нарушении

Текущая страница: 12 (всего у книги 37 страниц) [доступный отрывок для чтения: 14 страниц]

Partenavia P.68 Observer
Партенавиа P.68 «Обсервер»

ЛЕГКИЙ ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЕТ

Опытный образец шести/семиместного легкого двухмоторного самолета компании «Партенавиа» Р.68 «Виктор» совершил первый полет 25 мая 1970 г. с двумя двигателями Авко Лайкомин Ю-360-А мощностью 149 кВт/200 л.с. После четырнадцати предсерийных последовал усовершенствованный самолет Р.68В с удлиненным на 15 см фюзеляжем (поступил в производство в начале 1974 г); всего было построено 190 самолетов.

Следующий вариантом стал Р.68С, который имел удлиненную носовую часть, увеличенный запас топлива и несколько внутренних изменений.

Специальный вариант для патрулирования и наблюдения Р.68 «Обсервер» был разработан в 1975–1976 гг. Он имел новую переднюю часть фюзеляжа, включая носовую часть из органического стекла, обеспечивавшую отличный нижний и передний обзор. Опытный самолет совершил первый полет в феврале 1976 г. и был принят в серийное производство (построено около 20 самолетов).

Самолет имеет хорошую управляемость на малых скоростях, хороший обзор в передней и нижней полусферах и предназначен для выполнения различных задач, которые обычно осуществляются вертолетами.

Передняя часть фюзеляжа, кабина и соответствующие узлы конструкции фюзеляжа самолета разработаны фирмой «Спортавиа-Пютцер». В носовой части фюзеляжа возможна установка телевизионной разведывательной системы Электроник Аэроспасьяль ATAL.

Вариант P.68R с убирающимся шасси самолета P.68D совершил первый полет в декабре 1976 г., но не поступил в серийное производство. Самолет Р.68С-ТС с двигателями Т10-360-С с турбонаддувом мощностью 157 кВт/210 л.с. был сертифицирован в июне 1980 г. (с тех пор продано 36 машин). Позднее компания начала разработку варианта с ТВД, обозначенного первоначально как Р.68 «Турбо». В итоге получился девятиместный самолет АР.68ТР, опытный экземпляр которого совершил первый полет 11 сентября 1978 г. Оснащенный двумя двигателями Аллисон 250-В17С мощностью на валу 245 кВт/328 л е., он имел убирающееся трехопорное шасси. Второй опытный самолет АР.68ТР Серии 100 с неубирающимся шасси обладал удлиненным на 36 см (14 дюймов) фюзеляжем и дополнительным иллюминатором. Оба имели цельноповоротные стабилизаторы и оба разбились во время летных испытаний.

Следующей разработкой стал самолет Серии 300 «Спартак» на восемь пассажиров с неубирающимся шасси. Он имел обычный стабилизатор с рулем высоты и совершил первый полет 1 апреля 1983 г. После него, в июле 1984 г., появился самолет «Спартак» RG с убирающимся шасси. Он, в свою очередь, был усовершенствован в модель «Спартак» 10 с более длинной носовой частью, дополнительным иллюминатором и фюзеляжем, удлиненным еще на 64 см. Опытный образец выполнил свой первый полет 29 марта 1985 г. и позднее получил обозначение как АТР.68ТР Серия 600 «Виатор». К 1989 г. компания продала 12 самолетов «Виатор». Герметичный вариант, обозначенный «Пульсар», еще находится в разработке. Всего к 1992 г построено около 400 самолетов Р.68.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Скорость, км/ч:

максимальная на высоте до 3 км 320

крейсерская 300

Практический потолок, м 5850

Дальность перегоночная, км 2100

Масса, кг:

максимальная взлетная 1990

пустого самолета 1230

Длина разбега (при нормальной взлетной массе), м 230

Длина пробега (при нормальной посадочной массе), м 210

Габариты самолета, м:

размах крыла 12,0

длина 9,55

высота 3,4

Двигатель: ПД Avco Lycoming 10-360-А1В6, л с. 2 по 200

SIAI-Marchetti S.211
SIAI – Маркетти S.211

ЛЕГКИЙ УЧЕБНО-БОЕВОЙ САМОЛЕТ

Предназначен для непосредственной авиационном поддержки сухопутных войск и использования в качестве учебно-боевого самолета

Фирма «SIAI-Маркетти» разработала самолет для основной подготовки летчиков. Первый полет опытного самолета состоялся в апреле 1981 г., первого серийного – в октябре 1984 г.

В конструкции фюзеляжа использован стеклопластик. Кресла инструктора и курсанта расположены тандемом, заднее кресло инструктора приподнято на 0,28 м относительно переднего.

Самолет S 211 может нести до 600 кг боевой нагрузки на четырех узлах подвески. В состав вооружения обычно входят 4 контейнера с пулеметами калибра 12,7 мм или 2 контейнера с пушками калибра 20 мм; 4 ракетные установки (с ракетами AL-18-50, Матра F2, LAU-32 или AL-6-80) или 2 установки с ракетами Матра 155 или SNORA RWK-020; 4 бомбы массой до 150 кг или 2 бомбы (два напалмовых бака) массой до 300 кг.

Радиоэлектронное оборудование устанавливается по выбору заказчика Самолет способен также нести 2 топливных бака емкостью по 350 л

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Экипаж, чел. 2

Скорость, км/ч

максимальная на высоте около 10 км 667

максимальная на высоте до 3 км 723

крейсерская 500

Практический потолок, м 12200

Дальность, км:

перегоночная 2483

действия 550 Масса, кг

максимальная взлетная 3150

нормальная взлетная 2750

пустого самолета 1800

Максимальная боевая на~рузка кг 600

Габариты самолета, м

размах крыла 8 43

длина 931

высота 3,80

Двигатель: ТРДД Pratt amp; Whitney JU 5D-4C кгс 1134

SIAI-Marohetti SF.260
SIAI – Маркетти SF.260

УЧЕБНО-ТРЕНИРОВОЧНЫЙ САМОЛЕТ

Предназначен для основной летной подготовки, а также для обучения полетам в ночное время по приборам и в боевом порядке.

Этот удивительно успешный многоцелевой трехместный низкоплан был спроектирован для компании «Авиамилано», которая дала ему обозначение «Авиа-милано» F.250. Опытный самолет совершил свой первый полет 15 июля 1964 г. с двигателем мощностью 186кВт/250л.с. Компания SIAI приобрела проект и переименовала самолет в SF.260, установив на него более мощный двигатель.

Первоначальный вариант SF.260A оказался достаточно дорогим туристическим самолетом, и количество его продаж было ограниченным. Тогда упор был сделан на военный вариант. Опытный образец SF.260M совершил первый полет 10 октября 1970 г. Он представлял собой трехместный военный тренировочный самолет. Его усиленные крылья обходились без подкрсов, которые были характерны для самолета SF.260A.

В мае 1972 г. совершил первый полет опытный самолет SF.260W «Уорриор». Он предназначался для использования в качестве легкого штурмовика. На его четырех подкрыльевых кронштейнах может переноситься разнообразное вооружение. На самолете могут устанавливаться 2 или 4 стандартных пилона, на которых размещается боевая нагрузка массой 300 кг (в варианте с одним летчиком): 1–2 контейнера с одним или двумя пулеметами (калибр 7,62 мм, боезапас 500 патронов); 2 контейнера AL870 с восемью НУР (калибр 70 мм) в каждом; 2 пусковые установки LAU-32; по семь НУР калибра 70 мм; 2 пусковые установки AL-8-68; по восемь НУР калибра 68 мм; 2 бомбы SAMP EU32 массой 125 кг или 2 осколочные бомбы EU13 массой 120 кг. На подкрыльевых пилонах могут также крепиться контейнеры с разведывательным оборудованием или два внешних топливных бака емкостью по 80 л. Самолет «Уорриор» можно легко переделать для тренировки пилотов.

В 1976 г. поднялся в воздух один экземпляр SF.260SW «Си Уорриор», предназначенный для берегового патрулирования и охраны при ведении рыбного промысла.

Последним членом этого семейства аэропланов стал вариант SF.260TP, оснащенный ТВД Аллисон 250-В17С мощностью 261 кВт/350 л.с., который совершил первый полет 8 апреля 1981 г. Он имеет максимальную скорость 420 км/ч на высоте 3050 м, «SIAI-Маркетти» предложила наборы необходимого оборудования для модификации самолета с поршневым двигателем SF.260 в стандарт SF.260TP.

К 1993 г. компания получила заказы на более чем 800 самолетов SF 260 всех вариантов, более 700 из которых были поставлены в основном военным заказчикам примерно из 20 стран. Самый большой заказ получен из Ливии (240 самолетов SF.260ML), кроме того, они были поставлены ВВС Италии (33 самолета SF260AM). Другие экземпляры SF.260M были проданы ВВС Бельгии (36 машин), Боливии (6), Брунея (2), Бирмы (10), Бурунди (3), Филиппин (32), Сингапура (28), Таиланда (18), Заира (20) и Замбии (9). Самолеты SF 260W служат в ВВС Бирмы (10), Коморских островов (3), Дубай (1), Ирландии (11), Филиппин (16), Сомали (16), Туниса (18) и Зимбабве (17). Самолеты SF.260TP были заказаны компанией «Гаити Эйруэйз» и военной авиацией Саудовской Аравии и Зимбабве, не говоря о частном использовании.

На самолете SF.260M сиденья курсанта и инструктора расположены рядом, за ними установлено третье кресло. Система управления дублированная В задней части кабины предусмотрено место для багажа.

На основе самолета SF.260M разработан учебно-боевой вариант SF 260W, который может использоваться для поддержки наземных войск, управления войсками на переднем крае, разведки и связи.

В июле 1980 г первый полет совершил двухместный УТС SF.260TP, оснащенный ТВД мощностью 350 л.с. Его конструкция практически такая же, как у предшествующих вариантов Фюзеляж удлинен на 0,3 м, изготовлен из легких сплавов с использованием нержавеющей стали и стеклопластика. Боевой вариант самолета SF 260ТР имеет от двух до четырех узлов подвески вооружения массой до 300 кг. Может использоваться для выполнения различных задач: нанесения ударов с малых высот, разведки, связи и т. д.

На основе SF 260М разработан самолет SF.600 Он предназначен для перевозки грузов и использования в качестве санитарного. Имеет высокорасположенное прямое крыло. Фюзеляж типа полумонокок с прямоугольным сечением Шасси трехколесное неубирающееся. Главные стойки со спаренными колесами. Все стойки имеют обтекатели. Пассажирская кабина вмещает 12 пассажиров или 4 раненых на носилках в сопровождении двух санитаров Силовая установка состоит из двух ТВД мощностью по 420 л с Воздушные винты трехлопастные (диаметр 2,03 м) Топливо находится в четырех крыльевых баках-отсеках емкостью 1100 л. Под крылом возможна подвеска двух баков емкостью по 300 л.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Экипаж, чел. 2

Скорость, км/ч:

• максимальная на высоте до 3 км 330

• крейсерская 300

Практический потолок, м 4480

Дальность перегоночная, км 1715

Масса, кг:

• максимальная взлетная 1360

• нормальная взлетная 1000 пустого самолета 830

Максимальная боевая нагрузка, кг 300

Габариты самолета, м:

• размах крыла 8,35

• длина 7,20

• высота 2,41

Двигатель:

• ТВД Lycoming 0-540-Е4А5, л.с. 260

КАНАДА

DHC-5 Buffalo
DHC-5 «Буффало»

ВОЕННО-ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЕТ УКОРОЧЕННОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

Разработан на основе военно-транспортного самолета DHC-4 «Карибу» с поршневым двигателем; имел удлиненный фюзеляж. Поэтому сначала его называли «Карибу» II. Первый полет самолета DHC-5 состоялся 9 апреля 1964 г.

Первоначальное предназначение – военно-транспортный самолет для перевозки ракет «Першинг», 105-мм гаубицы или платформы с грузом по 750 кг. В армии США самолет получил обозначение С-8А, в ВВС Канады – СС-115. Кроме того, DHC-5 поставлялся для ВВС Бразилии (24 самолета в 1969–1970 гг.) и ВВС Перу (16 самолетов в 1971–1972 гг.).

В 1974 г. было возобновлено производство улучшенного варианта под обозначением DHC-5D, который имел более мощные двигатели, что позволило улучшить его летно-техни– ческие характеристики. Производство DHC-5D продолжалось до 1982 г., и некоторые из них бьли закуплены для ВС Камеруна, Эквадора, Египта, Мавритании, Судана, Танзании, Того, ОАЭ, Заира и Замбии. Фюзеляж DHC-5D выполнен из алюминиевых сплавов, кабина самолета негерметичная. Грузовая кабина прямоугольного сечения, пол усилен продольными балками В задней части грузовой кабины с каждой стороны предусмотрена дверь, в хвостовой части фюзеляжа – грузовая дверь и рампа Швартовочные узлы размещены с интервалом 0,51 м, по бокам кабины находятся дополнительные швартовочные узлы.

Шасси трехопорное, убирающееся, со сдвоенными колесами на каждой стойке, с гидравлическим приводом. Носовая стойка убирается назад, основные – вперед.

Силовая установка состоит из двух ТВД номинальной мощностью по 2200 л.с.

На самолете установлено оборудование для полетов по приборам, стандартный метеорадиолокатор, грузовая лебедка, роликовые конвейеры, привязные тросы парашютов, контейнерная погрузочная система По желанию заказчика самолет может быть оборудован системой беспосадочного десантирования грузов с малых высот с использованием вытяжных парашютов.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ DHC-5 DHC-5D

Экипаж, чел, 3 3

Скорость, км/ч:

максимальная на высоте до 3 км 454 463

крейсерская 407 435

Практический потолок, м 9600 9600

Дальность, км:

перегоночная 3570 3280

действия 834 648 Масса, кг:

максимальная взлетная 20457 22317

нормальная взлетная 18597 18,6

пустого самолета 10387 11412

Максимальная полезная нагрузка, кг 6400 8165

Число перевозимых десантников, чел. 41 41

Габариты самолета, м:

размах крыла 29,26 29,26

длина 23,6 24,08

высота 8,76 8,76 Двигатель, кВт-

ТВД General Electric СТ64-820-1 2 по 2130 -

ТВД General Electric СТ64-820-42 – 2 по 3133

DHC-6 Twin Otter
DHC-6 «Твин Оттер»

ЛЕГКИЙ ВОЕННО-ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЕТ

В1964 г. компания «Де Хэвилленд Канада» разработала самолет короткого взлета и посадки с двумя турбовинтовыми двигателями. Первый полет самолета DHC-6 состоялся 20 мая 1965 г., его назвали «Твин Оттер» (twin otter – близнец выдры). С 1966 г. он начал эксплуатироваться под обозначением DHC-6-100. Первоначальное предназначение – перевозка 13–18 пассажиров на местных авиалиниях.

Первые самолеты оснащались двигатели Пратт-Уитни РТ6А мощностью по 579 л.с., а впоследствии – РТ6А-20. Крылья верхнего расположения имели двухщелевые закрылки и элероны, которые отклонялись вниз вместе с закрылками. На трехопорное неубирающееся шасси можно было устанавливать колеса, лыжи или поплавки.

Гражданский по предназначению самолет тем не менее широко использовался в ВВС Аргентины, Канады, Чили, Эквадора, Эфиопии, Франции и других стран.

Модернизированный вариант серии DHC-6-200 отличался увеличенным багажным отсеком в удлиненной носовой части фюзеляжа и соответственно большим весом.

На самолетах DHC-6-300 устанавливались более мощные двигатели РТ6А-27, что дало возможность увеличить взлетный вес на 454 кг и вмещать 20 пассажиров. Специализированное оборудование позволяло использовать подфюзеляжный контейнер для груза весом 272 кг и матерчатый мягкий бак на 1818 л воды для тушения пожаров.

В 1982 г. для военных целей на базе DHC-6-300 был создан военно-транспортный самолет DHC-6-300M «Твин Оттер», который легко переоборудовался в противопартизанский путем установки в кабине пулемета и узлов подвески под крыльями. Вариант DHC-6-300MR использовался как морской разведчик, оборудованный бортовой РЛС для обнаружения морских объектов и другим электронным оборудованием, а также подкрыльевыми прожекторами.

Самолеты DHC-6-300 были закуплены Национальной гвардией Аляски и эксплуатировались с поплавковыми, лыжными или колесными шасси под обозначением UV-18A. Вариант UV-18B использовался для парашютной подготовки. В ВВС Канады DHC-6-300 обозначался как СС-138.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Экипаж, чел. 1-2

Скорость максимальная на высоте до 3 км, км/ч 338

Практический потолок, м 8140

Дальность, км

с грузом 1134 кг 1297

с максимальной полезной нагрузкой 185

Масса, кг.

максимальная взлетная 5670

пустого самолета 3363

Максимальная полезная нагрузка, кг 1940

Габариты самолета, м:

размах крыла 19,81

длина 15,77

высота 5 94

Двигатель: ТВД Pratt amp; Whitney Aircraft of Canada

PT6A-27, л.с. 2 no 652

DHC-7 Dash 7
DHC -7 «Дэш» 7

СРЕДНИЙ ВОЕННО-ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЕТ

Успешная продажа самолетов DHC-6 побудила компанию «Де Хэвилленд Канада» в 1972 г. приступить к разработке большого самолета укороченного взлета и посадки с четырьмя турбовинтовыми двигателями Первый самолет DHC-7 поднялся в воздух 27 марта 1975 г., его назвали «Дэш» (dash – энергия, напор).

Основное предназначение – перевозка пассажиров и грузов на местных авиалиниях.

Военное использование в качестве транспортного самолета ограничилось эксплуатацией трех машин под обозначением СС-132.

Фюзеляж самолета герметичный, безопасно-разрушаемой конструкции. Экипаж самолета размещается в отдельной кабине. Приподнятая хвостовая часть и Т-образное оперение обусловили вынос стабилизатора и рулей высоты из потока воздуха от вращающихся винтов. Укороченный взлет-посадку обеспечивают двухщелевые закрылки увеличенного размера на задней кромке крыла, которые находятся в воздушном потоке вращающихся винтов, а также дополнительно установленные 4 интерцептора на каждой консоли крыла. Шасси убирающееся, трехстоечное с двумя колесами на каждой опоре.

Силовая установка состоит из четырех двигателей Пратт-Уитни РТ-6А-50, каждый из которых приводит в действие медленно вращающийся винт (для снижения шума) диаметром 3,42 м.

Электронное оборудование включает автопилот и систему директорного управления, которые объединяют в своем составе метеолокатор и бортовые компьютеры для обработки полетной и навигационной информации.

Самолеты DHC-7 различных серий поставлялись в 22 страны мира.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Экипаж, чел. 2

Скорость, км/ч:

максимальная на высоте до 3 км 452

крейсерская 436

Практический потолок, м 6400

Дальность, км:

перегоночная 2200

с полезной нагрузкой 1300 Масса, кг:

максимальная взлетная 19958

пустого самолета 12542

Максимальная полезная нагрузка, кг 5170

Габариты самолета, м:

размах крыла 28,35

длина 24,58

высота 7,98

Двигатель: ТВД Pratt amp; Whitney Aircraft of Canada

PT6a-50, л.с. 4 по1120

DHC-8 Dash 8
DHC-8 «Дэш» 8

ЛЕГКИЙ ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЕТ

Разработка самолета DHC-8, не оптимизированного для укороченного взлета-посадки, но имеющего низкий уровень шума и обеспечивающий перевозку 30–40 пассажиров, началась в 1980 г.

В стандартную компоновку фюзеляжа была вписана грузовая дверь. Самолет имеет высокорасположенное крыло и Т-образное хвостовое оперение, убирающееся трехопорное шасси с двумя колесами на каждой стойке.

Два усовершенствованных ТВД с малым расходом топлива приводят в движение медленно вращающиеся винты большого диаметра, обеспечивающие очень низкий уровень шума. При отключении одного мощность другого автоматически увеличивается до максимальной.

Опытный образец серии 100 впервые поднялся в воздух 20 июня 1983 г., а эксплуатироваться стал со следующего года.

В марте 1986 г. началось производство DHC-8-300. Этот вариант имел удлиненный на 3,43 м фюзеляж и больший размах крыла за счет удлинения его отъемной части. Увеличился вес полезной нагрузки до 6272 кг. Первый полет самолета серии 300 состоялся 15 мая 1987 г.

В канадских ВВС самолеты DHC-8-100 под обозначением СС-142 использовались в грузопассажирском варианте, который оборудовался топливными баками для полетов на большую дальность. Обозначение СТ-142 получили DHC-8-100, оснащенные для обучения навигации летчиков канадских ВВС.

Закупленные в 1985 г. DHC-8-100 для ВВС США под обозначением Е-9А использовались в качестве летающих платформ для выполнения задач по получению и обработке телеметрической информации при испытаниях беспилотных летательных аппаратов и ракет.

На базе DHC-8-300 был создан патрульный противолодочный самолет DHC 8M-300ASW «Тритон» с двигателями PW121 мощностью по 2380 л.с. и полным набором оборудования для поиска подводных лодок, в состав которого входит ИК-система FLIR, система магнитного обнаружения подводных лодок MAD и бортовая РЛС. Экипаж из 6 человек способен осуществлять патрулирование в течение 11 часов.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Экипаж, чел. 2

Скорость максимальная крейсерская на высоте

до 3 км, км/ч 497

Практический потолок, м 7620

Дальность, км:

перегоночная 2200

с полезной нагрузкой 2010 Масса, кг:

максимальная взлетная 15650

пустого самолета 9979

Максимальная полезная нагрузка, кг 4467

Габариты самолета, м:

размах крыла 25,91

длина 22,25

высота 7,49

Двигатель: ТВД Pratt amp; Whitney Aircraft of Canada

PW-120A, л.с. 2 no 2000

КИТАЙ

САС J-7 (F-7)
САС J-7 (F-7)

ИСТРЕБИТЕЛЬ

Предназначен для ведения воздушных боев, перехвата и нанесения ударов по воздушным целям.

Постройка китайского варианта самолета МиГ-21Ф-13, получившая в КНР обозначение J-7, началась в 1964 г. Серийный выпуск J-7 ведется с июня 1967 г. Конструкция J-7 соответствует конструкции МиГ-21. Первоначально ресурс двигателей, установленных на истребителях ранних серий, не превышал 100 часов.

В 1976 г. началась работа по усовершенствованию самолета. По сравнению с исходным истребителем новый самолет J-7II имел нерегулируемый воздухозаборник с центральным конусом, усовершенствованный турбореактивный с форсажем двигатель с увеличенными тягой и ресурсом, вторую пушку калибра 30 мм и более вместительный подфюзеляжный топливный бак емкостью 720 л. На истребителе было применено новое катапультное кресло, установленное вместо системы «СК», которая использовалась на ранних модификациях самолета МиГ-21.

Самолеты J-7II ВВС КНР оснащены оптическим прицелом SM-3A или AFS3A (на самолетах более позднего выпуска устанавливается ИЛС китайской разработки), радиокомпасами СТ-3 и WL-7, радиовысотомером «262», радиодальномером «222», системой «свой-чужой» 602.

Вооружение включает: 2 пушки 30-1 (калибр 30 мм, боекомплект 60 снарядов на ствол), на двух подкрыльевых узлах подвески могут размещаться УР с ИК-системой самонаведения PL-2, НАР и свободнопадающие бомбы массой 250 кг (в перегрузочном варианте до 500 кг).

Истребитель J-7 постоянно совершенствуется; на его базе создано несколько модификаций: J-7A, J-7B, J-7M, J-7PM – экспортные варианты (усовершенствовано оборудование, возможно применение оружия западного производства, в том числе УР R.550, «Мажик» и AIM-9 «Сайдуиндер»); J-7III (1984 г.) – истребитель-перехватчик (оснащен радиоприцелом, многоцелевой РЛС JL-7 и в общих чертах соответствует истребителю МиГ-21 ПФМ); JJ-7 (1990 г.) – учебно-тренировочный самолет, близкий к МиГ-21 УТИ (усовершенствовано оборудование и вооружение, особенно для экспортных вариантов) Совместно с американской фирмой «Грумман» разрабатывается истребитель «Супер-7» с усовершенствованным вооружением, боевые возможности которого должны приближаться к возможностям истребителя F-16A.

Сразу после поступления на вооружение ВВС КНР истребители J-7 включились в активную «охоту» за самолетами, нарушающими воздушное пространство Китая. До 1971 г. J-7 сбили 6 пилотируемых самолетов-нарушителей, кроме того, совместно с J-6 уничтожили более 300 разведывательных и агитационных аэростатов.

Самолеты J-7 поставлялись ВВС Египта и, по оценкам египетских летчиков, в целом соответствовали уровню истребителей МиГ-21 Ф-13, превосходя последние по мощности пушечного вооружения. Самолеты J-7 использовались на заключительном этапе ирано-иракской войны, а также в ходе боевых действий в районе Персидского залива, где 2 самолета J-7II ВВС Ирака были сбиты истребителями ВВС США F-15С, применившими УР «Сайдуиндер».

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Экипаж, чел. 1

Максимальная скорость на высоте около 10 км, км/ч 2150

Практический потолок, м 18500

Дальность, км:

перегоночная 2200

действия 1300 Масса, кг:

максимальная взлетная 7570-7530

пустого самолета 5450–5270

Длина разбега (при нормальной

взлетной массе), м 700–900

Длина пробега (при нормальной

посадочной массе), м 750–800

Габариты самолета, м:

размах крыла 7,15-7,92

длина 13,46–13,5

высота 4,1

Двигатель: ТРДДФ General Electric F404/RM12, кгс 8200