Zespół napędowy samolotu bojowego stanowi silnik odrzutowy oraz szereg agregatów i urządzeń, których zadaniem jest zapewnienie ciągu niezbędnego do wykonania lotu oraz realizacji stawianych przed samolotem zadań, wynikających z jego przeznaczenia. Podstawowym elementem każdego zespołu napędowego jest silnik. Niezwykle dynamiczny rozwój lotnictwa sprawił, że już od lat pięćdziesiątych XX w. podstawowym silnikiem wykorzystywanym w samolotach bojowych jest turbinowy silnik odrzutowy. W początkowym okresie jego eksploatacji był to z reguły silnik jednowirnikowy, jednoprzepływowy a obecnie jest to zasadniczo silnik dwuwirnikowy dwuprzepływowy. Zastosowanie napędu odrzutowego było koniecznością w czasach dążenia do latania ciągle wyżej i szybciej.
Wybór silnika (zespołu napędowego) dla samolotu bojowego powinien być realizowany w oparciu o następujące charakterystyki i cechy:
charakterystyki obrotowe, a zwłaszcza prędkościowe i wysokościowe;
niezawodność i podatność eksploatacyjną;
odporność na uszkodzenia i zniszczenie;
ekonomiczność (koszty zakupu i eksploatacji oraz zużycie paliwa, od którego zależy przede wszystkim zasięg samolotu, a dla maszyny bojowej taktyczny promień działania, który jest wyznacznikiem przestrzennych możliwości bojowych).
Zaprojektowanie samolotu z silnikiem, który odpowiada wyspecyfikowanym charakterystykom oraz posiada pożądane cechy to tylko część drogi , którą mają do pokonania konstruktorzy z biur projektowych. Jest mianowicie jeszcze jeden problem, niezwykle istotny na etapie projektowania samolotu bojowego – czy ma on być samolotem jedno czy dwusilnikowym? Grupę szczególną, która nie będzie w tym opracowaniu rozpatrywana stanowią samoloty bombowe – z założenia wielosilnikowe. W ostatnim pięćdziesięcioleciu układy konstrukcyjne jedno i dwusilnikowe dla samolotów bojowych powstawały w ilościach porównywalnych. Część biur konstrukcyjnych preferuje konstrukcje dwusilnikowe np. Eurofighter, Sukchoj (Su-27, Su-30, Su-35), McDonell Douglas (F-18), Dassault (Rafale), a część jednosilnikowe np. SAAB (JAS-39 Gripen). Niektóre biura, jak Lockheed Martin budują samoloty w obu konfiguracjach (F-16, F-22). Argumenty o przydatności każdego z nich dostarczała eksploatacja w warunkach pokojowych, jak również wnioski z ich zastosowania w konfliktach zbrojnych. Pierwotnie wygenerowana bardzo negatywna opinia o jednosilnikowych zespołach napędowych miała swoją genezę w poziomie niezawodności samolotu Lockheed F-104 Starfighter, wyposażonego w silniki General Electric J79, gdzie współczynnik utracenia samolotów wynosił 27,2 na 100 tysięcy godzin nalotu (w tym 10 ze względu na silnik). Jednakże podczas konfliktu wietnamskiego samoloty dwusilnikowe, takie jak Douglas F-4 Phantom oraz Grumman A-6 były częściej strącane niż maszyny jednosilnikowe. Można mniemać, że było to swego rodzaju naturalną konsekwencją wielkości samolotu (łatwiejszy do trafienia cel) i rodzaju zadań przez te typy wykonywanych (loty na małych wysokościach – duże ryzyko trafienia nawet z broni strzeleckiej) [13].
Rys. 8. Obszary zastosowań silników turbinowych: 1 – silniki turbinowe śmigłowcowe i wspomagające; 2 – turbinowe silniki śmigłowe; 3 – jedno i dwuprzepływowe turbinowe silniki odrzutowe; 4 – dwuprzepływowe silniki odrzutowe z dopalaniem; 5 – jednoprzepływowe silniki
odrzutowe z dopalaniem; 6 – układy mieszane turbo-strumieniowe; 7 – hiperdźwiękowe silniki strumieniowe.
Na rysunku 8 pokazano obszar zastosowań silników turbinowych z ograniczeniami wytrzymałościowymi i aerodynamicznymi.
Tabela 1. Wykaz samolotów poddanych porównaniu
Dane MiG-29 F-16C Su-22
Masa pustego samolotu [kg] 10 900,0 8 250,0 10 667,0 Masa samolotu do startu
[kg]
14 375,0 12 474,0 12 161,0 Maks. masa samolotu do
startu [kg]
16 710,0 19 184,0 19 430,0 Powierzchnia nośna [m2] 38,056 27,87 38,49
Aktualnie w Siłach Powietrznych RP eksploatowane są trzy typy samolotów bojowych, tabela 1.
Są to: samolot wielozadaniowy F-16 (z silnikiem F100-PW-229), samolot myśliwski MiG-29 (z dwoma silnikami RD-33) i samolot myśliwsko-bombowy SU-22 (z silnikiem AŁ-21F-3).
Podstawowe parametry tych samolotów, istotne z punktu funkcjonowania zespołu napędowego przedstawione są w tabeli 1.
Zasadniczym celem niniejszego rozdziału jest przeprowadzenie analizy porównawczej silnika RD-33samolotu MiG-29 z silnikami pozostałych samolotów bojowych Sił Powietrznych RP.
Schemat ideowy silnika RD-33, z przebiegiem obliczonych, podstawowych parametrów gazodynamicznych (temperatury, ciśnienia i prędkości) przedstawia rysunek 9.
Rys. 9. Schemat dwuprzepływowego turbinowego silnika odrzutowego z naniesionym przebiegiem zmian podstawowych parametrów gazodynamicznych; 1 – wentylator; 2 – sprężarka
wysokiego ciśnienia; 3 – komora spalania; 4 – turbina wysokiego ciśnienia; 5 – turbina niskiego ciśnienia; 6 – dopalacz [13]
Porównanie wybranych parametrów silników RD-33, F100-PW-229 i AŁ-21F-3 przedstawione zostało w tabeli oraz rysunkach w dalszej części tekstu. Do podstawowych parametrów zostały zaliczone:
ciąg silnika z dopalaniem (Kdp) i bez dopalania (K);
masa jednostkowa (mj);
temperatura przed turbiną (𝑇3∗);
stopień dwuprzepływowości (𝑚̅).
Tabela 2. Charakterystyka silników odrzutowych poddanych porównaniom
Dane RD-33 F100-PW-229 AŁ-21F
Ciąg bez dopalania i z dopalaniem [kN] 2 × 50,0 2 × 82,0
79,2 129,4
76,5 109,8 Procentowy przyrost ciągu po włączeniu
dopalania [%]
64,0 63,4 43,5
Ciąg/masa pustego samolotu [kN/kg] 0,0092 0,0096 0,0072
Ciąg/masa startowa samolotu [kN/kg] 0,0070 0,0063 0,0063 Ciąg/masa maks. samolotu [kN/kg] 0,0060 0,0041 0,0039 Ciąg/pow. nośna samolotu [kN/m2] 2,63 2,84 1,99 Cj na zakresie startowym [kg/daN*h] 0,76 0,74 0,88 Cj na zakresie dopalania [kg/daN*h] 2,05 2,09 1,9
Sprężarka osiowa osiowa osiowa
Liczba stopni sprężarki 4F+9S 3F+10S 14S
Komora spalania pierścieniowa pierścieniowa rurowo- pierścieniowa
W tabeli 2 zestawiono elementy składowe oraz parametry układów napędowych analizowanych samolotów. Z wyników analizy tych parametrów wynika, że pojedynczy silnik RD-33 ustępuje pod względem uzyskiwanej siły ciągu dwóm pozostałym silnikom. Tutaj ujawniają się podstawowe zalety dwusilnikowego zespołu napędowego w jaki wyposażony jest samolot MiG-29. Dwa silniki zapewniają mu bardzo dobre parametry dynamiczne (nadmiar ciągu) i zdwojoną zdolność przetrwania dzięki napędowi. Silnik F100-PW-229 osiąga większą wartość siły ciągu, co wynika bezpośrednio z większej wartości temperatury przed turbiną (𝑇3∗=1675K) i masowego natężenia przepływu (𝑚̇ ≈ 120𝑘𝑔 napędowego do podstawowych mas wszystkich trzech rozpatrywanych samolotów – tzn. do masy pustego samolotu, do masy startowej i do masy maksymalnej. Przy rozpatrywaniu relacji ciągu silnika do masy pustego samolotu widoczna jest przewaga silnika F100-PW-229 (0,0092 kN/kg) nad RD-33 o 4,6%, natomiast w stosunku do AŁ-21F-3 o 26,5%. Poddając analizie masy startowe i masy maksymalne samolotów uwidacznia się przewaga MiG-29 nad dwoma
pozostałymi typami samolotów. MiG-29 ma większą wartość siły ciągu na jednostkę masy, co daje w sytuacji rozpatrywania masy startowej do siły ciągu 0,0070 kN/kg, a to z kolei oznacza współczynnik większy o 8,7% od F-16 i o 9,6% od samolotu SU-22. Przy rozpatrywaniu stosunku masy maksymalnej do siły ciągu – dla dwóch silników RD-33 współczynnik ten ma wartość 0,0060 kN/kg, tzn. większy o 31% od F100-PW-229 i o 32,4% od AŁ-21F-3. Na rysunku 10 przedstawiono wartości ciągu trzech wybranych samolotów w zakresie pełnego ciągu.
2 x RD-33 F100-PW-229 AŁ-21F-3 Rys. 10. Ciąg silnika (D – zakres pełnego dopalania)
𝐾 = 𝑓 (𝑚,̇ 𝑐5, 𝑉𝐻, 𝑝5, 𝑝𝐻, 𝐴5) – równanie podstawowe na wartość siły ciągu gdzie: 𝑚̇ = 𝑓(𝜌, 𝑐, 𝐴) – masowe natężenie przepływu strumienia;
𝑐5 = 𝑓(𝜂𝑖,𝜋∗,𝑇3∗) – prędkość wypływu spalin z dyszy;
𝑉𝐻− prędkość lotu;
𝑝5− ciśnienie na wyjściu z dyszy silnika;
𝑝𝐻 − ciśnienie atmosferyczne.
W przypadku porównywania stosunku siły ciągu do powierzchni nośnej samolotu, to dla zespołu napędowego samolotu MiG-29 wynosi on 2,63 kN/m2 i jest mniejszy o 8,1% od F-16, a większy o 24,4% od współczynnika dla Su-22. Naturalnie najkorzystniejszą relację tych parametrów posiada samolot konstrukcji amerykańskiej. Do analizy ekonomicznej pracy turbinowych silników odrzutowych wykorzystuje się jednostkowe zużycie paliwa 𝑐𝑗, które jest podstawą do
obliczania długotrwałości i zasięgu w przyjętych warunkach lotu i zakresach pracy silnika (silników).
𝑐𝑗 = 𝑓(𝑚̅, 𝜉𝐾𝑆, 𝜋∗, ∆∗, 𝜂𝑆, 𝜂𝑟) gdzie: 𝑚̅ − stopień podziału masowego natężenia przepływu;
𝜉𝐾𝑆− współczynnik wydzielania ciepła w komorze spalania;
𝜋∗− spręż silnika;
∆∗− stopień podgrzania czynnika roboczego;
𝜂𝑠− sprawność procesu sprężania w silniku;
𝜂𝑟 − sprawność procesu rozprężania w silniku.
Rys. 11. Zależność jednostkowego zużycia paliwa w odniesieniu do współczynnika podziału masowego natężenia przepływu
Jednostkowe zużycie paliwa, przedstawione na rysunku 11, jest funkcją złożoną, na którą najbardziej istotny wpływ wywiera stopień podziału masowego natężenia przepływu 𝑚̅ . Ponadto na jej przebieg wpływają: współczynnik wydzielania ciepła w komorze spalania 𝜉𝐾𝑆, stopień podgrzania czynnika roboczego ∆∗, oraz sprawność procesu sprężania 𝜂𝑠 i rozprężania 𝜂𝑟 powietrza w danym silniku.
Rys.12. Jednostkowe zużycie paliwa
Analiza porównawcza trzech rozpatrywanych silników wskazuje, że najmniej ekonomiczny jest silnik AŁ-21F-3 (rys. 12), ponieważ do wytworzenia 1 daN ciągu w czasie jednej godziny lotu potrzebuje 0,90 kg paliwa, silniki RD-33 – 0,76 kg a silnik F100-PW-229 – 0,74 kg. Przy rozpatrywaniu tej zależności wyraźnie widać przewagę obu silników dwuprzepływowych nad jednoprzepływowym AŁ-21F-3, wynikającą między innymi z faktu, że zwiększanie stopnia podziału masowego natężenia przepływu zwiększa ekonomiczność turbinowych silników odrzutowych. Należy zwrócić uwagę, że przy większym stopniu dwuprzepływowości silnika RD-33 (𝑚̅ = 0,47) zużywa on więcej paliwa aniżeli F100-PW-229, który posiada mniejszy stopień dwuprzepływowości (𝑚̅ = 0,36). Najprawdopodobniej jest to wynik gorszych sprawności zespołu sprężarkowego. Przy pracy na zakresie pełnego dopalania silniki RD-33 zużywają 2,05 kg/daNh paliwa, a silnik F100-PW-229 porównywalną ilość równą 2,09 kg/daNh i przewyższają pod tym względem jednoprzepływowy silnik AŁ-21F-3, który potrzebuje 1,9 kg/daNh. Różnice w jednostkowym zużyciu paliwa nie są bardzo istotne ze względu na relatywnie krótki czas pracy silnika na zakresie dopalania [13].
Istnieje możliwość analizowania aspektów ekonomicznych eksploatacji porównywanych silników przy uwzględnieniu ich pracy na zakresie dopalania. Można mianowicie przeanalizować poprzez określenie wartości przyrostu zużycia paliwa w wyniku włączenia dopalania w odniesieniu do relacji ciągu z włączonym dopalaniem do ciągu na zakresie maksymalnym.
∆𝑐̅𝑗 = ∆𝑐𝑗 𝐾𝑑𝑜𝑝
𝐾𝑚𝑎𝑥
⁄
Wartość ta może być określona jako skuteczność dopalacza i została wyliczona dla analizowanych zespołów napędowych, co przedstawia rysunek 13. Skuteczność zespołu napędowego samolotu F-16 na zakresie dopalania jest lepsza o 47,5% od zespołu napędowego samolotu MiG-29, również pracującego na zakresie dopalania.
2 x RD-33 F100-PW-229 AŁ-21F-3
Rys. 13. Wskaźnik skuteczności dopalacza
Kolejnym parametrem, który ilustruje zaawansowanie technologiczne jest tzw. masa jednostkowa silnika, wiążąca dwa istotne parametry tj. masę i ciąg silnika. Na rysunku 7 przedstawiono masy silników. Współczynnik określa masę silnika konieczną do wytworzenia jednostkowej wartości siły ciągu. W przypadku RD-33, na zakresie pracy bez dopalania na 1daN siły ciągu przypada 0,19 kg masy konstrukcji silnika, dla silnika F100-PW-229 jest to masa 0,21 kg, natomiast dla AŁ-21F-3 odpowiednio 0,22 kg. Z powyższego wynika, że najbardziej korzystną relację ma silnik RD-33, co wynika bezpośrednio z faktu, że im mniejsza masa jednostkowa silnika tym efektywniej może być on wykorzystany w prowadzeniu realnych działań. Rozwój nowych technologii, materiałów i systemów projektowania pozwala uzyskiwać coraz mniejsze wartości mas silników, co wiąże się również z ilością elementów tworzących silnik. Silnik Rolls-Royce Spey do samolotu F-4 Phantom posiadał 17-to stopniową sprężarkę (spręż 20,0), silnik RB.199 do samolotu Tornado ma już tylko 12 stopni (spręż 23,0), a w przypadku silnika EJ-200 do samolotu Eurofighter, liczba stopni sprężarki zmalała do ośmiu przy sprężu 26,0.
Rys. 14. Masa jednostkowa silnika
MiG-29 jest lekkim, wysokomanewrowym, naddźwiękowym samolotem myśliwskim, który został skonstruowany w układzie aerodynamicznym stanowiącym połączenie skrzydeł i kadłuba w jedną wielką powierzchnię nośną. Zespół napędowy samolotu stanowią dwa turboodrzutowe dwuprzepływowe silniki RD-33 z dopalaniem (patrz rysunek 14), dwa prostokątne podskrzydłowe, naddźwiękowe dyfuzory wlotowe oraz skrzynka napędu agregatów.
Podstawowym ich zadaniem jest zapewnienie ciągu niezbędnego do realizacji stawianych przed samolotem zadań, w całym zakresie eksploatacyjnych wysokości, prędkości lotu oraz przeciążeń przy jednoczesnym zapewnieniu stabilnej pracy zespołu napędowego. Na rysunku 15 przedstawiono zdjęcie, na którym wyraźnie widać ślad kondensacyjny wokół samolotu ukazujący jak złożony jest ruch samolotu bojowego podczas manewrów. Gwałtowne zmiany w locie powodują wystąpienie zmiennych w czasie, dodatkowych obciążeń silników, które będąc newralgicznymi częściami samolotu narażone są w locie manewrowym na dodatkowe obciążenia niszczące.
Rys. 15. Manewr samolotu z dużym przeciążeniem (Stowarzyszenie SPOTTER) [1,3]
Silnik RD-33 to silnik dwuwałowy, dwuprzepływowy, ze sprężarką niskiego i wysokiego ciśnienia, z pierścieniową komorą spalania, jednostopniową turbiną niskiego ciśnienia i jednostopniową turbiną wysokiego ciśnienia, mającymi wspólną komorę dopalania oraz regulowaną, naddźwiękową dyszą wylotową.
W skład silnika RD-33 wchodzą [1]:
Wirnik niskiego ciśnienia (WNC) z osiowym czterostopniowym wentylatorem i jednostopniową turbiną osiową, chłodzoną powietrzem (aparat dyszowy i łopatki turbiny);
Wirnik wysokiego ciśnienia (WWC) z osiową dziewięciostopniową sprężarką i jednostopniową turbiną, chłodzoną powietrzem. Łopatki wejściowego aparatu kierującego pierwszych dwóch stopni są regulowane w zależności od kąta natarcia;
Pierścieniowa komora spalania z wtryskiwaczami paliwa, znajdującymi się na ogólnym kolektorze;
Komora dopalacza ze wstępnym mieszaniem przepływów przed kolektorem dopalacza;
Naddźwiękowa dysza wylotowa z płynną regulacją przepływu krytycznego i wylotowego;
Skrzynka napędu agregatów silnika z napędem od wirnika wysokiego ciśnienia;
Układ automatycznej regulacji i sterowania silnikiem;
Układ uruchamiania;
Instalacja olejowa;
Instalacja poboru powietrza;
Instalacja kontroli parametrów pracy silnika.
Zespół napędowy samolotu na ziemi uruchamia się za pomocą rozrusznika turbinowego, przekazującego napęd na silniki za pomocą skrzynki napędu agregatów. Wykorzystuje się do
tego lotniskowe źródło zasilania lub akumulatory pokładowe. Układ uruchamiania zespołu napędowego zapewnia: oddzielne uruchamianie silników na lotnisku w dowolnej kolejności;
kolejne uruchomienie dwóch silników; zimny rozruch silników i rozrusznika turbinowego;
automatyczne, półautomatyczne lub ręczne uruchomienie silników w powietrzu; rozruch wyprzedzający w powietrzu podczas odpalania pocisków rakietowych lub strzelania z działka.
Uruchomienie silnika na ziemi przebiega w sposób następujący (1): po naciśnięciu przycisku uruchomienia „GND START” uruchamia się rozrusznik turbinowy i włącza układ zapłonu silnika. Świeci przy tym lampka sygnalizacyjna uruchomienie lewego (prawego) silnika „LH (RH) ENGINE START”. Sprzęgło rozrusznika turbinowego łączy się z uruchamianym silnikiem, po czym rozrusznik turbinowy napędza wirnik sprężarki wysokiego ciśnienia. Przy prędkości obrotowej WWC 35% wyłącza się automat zapłonowy, gaśnie przy tym lampka uruchomienia silnika, a przy prędkości obrotowej WWC 50% rozrusznik turbinowy odłącza się od automatu uruchamiania silnika.
Automatyczne (kolejne) uruchomienie dwóch silników wykonuje się w następujący sposób:
przełącznik zakresu uruchomienia w położenie start dwóch „START BOTH”, przy dźwigniach sterowania silnikami (DSS) w położeniu odpowiadającym minimalnej prędkości obrotowej oraz naciśnięciu przycisku „GND START” silniki uruchamiają się automatycznie. Rozrusznik turbinowy poprzez skrzynkę napędu agregatów napędza początkowo prawy silnik, zapewniając jego uruchomienie i osiągnięcie obrotów WWC nie mniejszych niż 50%. Po otrzymaniu z bloku komend granicznych prawego silnika sygnału n ≥ 50% rozrusznik turbinowy wyłącza się na 10 s, aby zapobiec uderzeniowemu połączeniu się sprzęgła rozrusznika turbinowego z wałem lewego silnika. Po 10 s następuje uruchomienie lewego silnika, przy czym rozrusznik turbinowy pracuje do osiągnięcia przez ten silnik n ≥ 50%.
0
Rys. 16. Liczba uszkodzeń statków powietrznych związanych z niesprawnością zespołów napędowych w Siłach Zbrojnych RP w latach 2009-2013 [2]
Współczesne turbinowe silniki lotnicze są obiektami o bardzo skomplikowanej budowie. Od ich parametrów pracy zależą osiągi statków powietrznych a także bezpieczeństwo lotów. Statystyki dotyczące przekroju całej populacji lotniczych silników turbinowych pokazują, że gdyby nie uszkodzenia spowodowane zasysaniem ciał obcych, silnik turbinowy można by określić mianem najbardziej niezawodnego elementu współczesnego samolotu. Wynika to między innymi z stosowania najnowszych technologii wytwarzania części i podzespołów oraz wykorzystania wyników najnowszych badań pozwalających dobierać odpowiednie kształty np. łopatek lub stosować nowe materiały konstrukcyjne. Jednakże nie oznacza to, że turbinowe silniki lotnicze pozbawione są całkowicie wad i nie ulegają uszkodzeniom. Analiza niezawodności statków powietrznych eksploatowanych w Siłach Zbrojnych RP w latach 2009-2013 pozwala stwierdzić, że 9% zdarzeń lotniczych spowodowanych było uszkodzeniami silników co przedstawiono na rysunku 16.
Pojawia się więc pytanie, w jaki sposób można usystematyzować czynniki powodujące uszkodzenia turbinowych zespołów napędowych. Zmniejszenie trwałości, niezawodności, a także efektywności użycia turbinowych silników lotniczych może występować w wyniku wystąpienia następujących uwarunkowań:
uwarunkowania konstrukcyjne i produkcyjne (np. przyjęte rozwiązania konstrukcyjne, rodzaj materiału poszczególnych podzespołów);
uwarunkowania eksploatacyjne (np. sposób eksploatacji, stan powierzchni lotniskowych czy też jakość produktów MPS);
uwarunkowania mechaniczne (np. obciążenia termiczne lub mechaniczne);
uwarunkowania klimatyczne (np. wilgotność, temperatura).
Na przestrzeni ostatnich kilku lat w lotnictwie Sił Zbrojnych Rzeczypospolitej Polskiej, znaczna część zdarzeń lotniczych dotyczyła silników RD-33 eksploatowanych na samolotach MiG-29. Silnik RD-33 nie jest najnowszą konstrukcją. Prace nad nowym typem silnika odrzutowego do radzieckich samolotów wojskowych rozpoczęto w roku 1968, by w 1981 rozpocząć seryjną produkcję silnika RD-33. Jest to turboodrzutowy, dwuprzepływowy silnik z dopalaczem, w którym dwuprzepływowość występuje w małym stopniu. Silnik RD-33 zbudowany jest z czterostopniowej sprężarki niskiego ciśnienia, dziewięciostopniowej sprężarki wysokiego ciśnienia, pierścieniowej komory spalania, jednostopniowej turbiny niskiego ciśnienia, jednostopniowej turbiny wysokiego ciśnienia, wspólnej dla kanałów przepływu zewnętrznego i wewnętrznego, komory dopalacza oraz regulowanej dyszy wylotowej (rys. 17).
Rys. 17. Przekrój silnika RD-33
Pomimo początkowych problemów w prototypach eksploatowanych przed uruchomieniem produkcji seryjnej, wyżej wymieniony układ napędowy po drobiazgowej korekcji okazał się nadzwyczaj udany. Jego zaletą jest bardzo prosta konstrukcja oraz stosunkowo niskie zużycie
paliwa. Myśliwiec
MiG-29 wyposażony w dwa silniki RD-33 uzyskał wysoką prędkość maksymalną zarówno w locie poziomym jak i podczas wznoszenia, a także ogromne przyśpieszenie, bardzo przydatne w bezpośrednim starciu. MiG-29 jest w stanie osiągnąć maksymalną pionową prędkość wznoszenia równą ok. 330m/s .