english
Авиация 
Су-17 – первый отечественный самолёт с изменяемой геометрией крыла
Предшественник Су-17 – серийный истребитель-бомбардировщик Су-7 – хотя и показывал выдающиеся для своего времени результаты, но вызывал нарекания военных по посадочной скорости, электронике и вооружению. Кроме того, в первой половине 1960-х годов в СССР были сформированы новые требования к многоцелевому фронтовому самолёту, который должен был иметь сверхзвуковую скорость в крейсерском полёте, способность прорыва ПВО на малых высотах, короткие взлёт и посадку, позволяющие базироваться на полевых аэродромах с ВПП порядка 1000-1200 метров, и радиус боевого применения с одной тонной вооружения не менее 800 километров.
Чтобы снизить посадочную скорость Су-7 с 320 км/ч до приемлемых 270-290 км/ч необходимо было сделать крыло самолёта с меньшим углом стреловидности, это также давало возможность на околозвуковых скоростях увеличить дальность полёта. А прижатое к фюзеляжу крыло большой стреловидности позволяло самолёту развивать сверхзвуковую скорость крейсерского полёта.
Проектирование новой модификации Су-7 было начато в мае 1965 года. Самолёт получил обозначение Су-7ИГ, внутреннее обозначение в ОКБ – С-22И, он представлял собой серийный Су-7БМ с новым крылом и несколько изменённой конструкцией фюзеляжа. Коструктивно-силовая схема крыла с изменяемой геометрией была предложена лично Сухим. Вид крыла в плане был сохранён без существенных изменений, размеры неподвижных частей крыла определялись положением основных стоек шасси, конструкция и кинематика которых также не менялась по сравнению с Су-7. Поворотные части крыла занимали примерно полвину размаха.
В начале 60-х годов в ЦАГИ были проведены исследования крыла ИГ британского сверхзвукового бомбардировщика Vickers Swallow («Ласточка»). Инженеры института пришли к выводу, что такая компоновка кроме технических трудностей создания КИГ, ведёт и к двух-трёхкратному ухудшению устойчивости и управляемости самолёта и, как следствие, – к большим потерям в подъёмной силе и в аэродинамическом качестве.
В ЦАГИ не только анализировали зарубежные разработки, но вели поиски оптимальной аэродинамической компоновки крыла изменяемой геометрии, которая бы позволила свести к минимуму присущие ему недостатки. Сотрудники института обнаружили эффект, позволяющий сохранять положение аэродинамического фокуса крыла практически неизменным при изменении его стреловидности. Он наблюдался у крыла с развитым наплывом в корневой части и расположением оси поворота консоли в определенном месте.
Согласно расчётам специалистов ЦАГИ, крыло изменяемой геометрии положительно влияло на манёвренные характеристики истребителя. Малая стреловидность позволяла сократить взлётно-посадочные дистанции и уменьшить скорость на этих режимах, стреловидность 35-45° давала высокое аэродинамическое качество на околозвуковых режимах полёта, а при стреловидности более 60° (максимум 63° у Су-17) можно достигнуть больших сверхзвуковых скоростей при малом сопротивлении.
Уже в процессе проектирования нового крыла учёные ЦАГИ осуществили продувки в аэродинамических трубах и по их итогам рекомендовали, помимо использования закрылков, применить также механизацию передней кромки крыла.
Разработка С-22И выполнялась под руководством главного конструктора Н.Г. Зырина. Крыло конструктивно делилось на неподвижные пристыкованные к фюзеляжу и подвижные части с единым профилем, обеспечивающим безотрывное обтекание корневой части, что благоприятно влияло на работу хвостового оперения. Размах крыла при максимальной стреловидности увеличивался на 0,705 м, а его площадь – на 0,45 м². В посадочной конфигурации при минимальной стреловидности площадь крыла увеличивалась на 4,5 м², а относительная толщина профиля – с 7 до 12%.
Прочнисты ЦАГИ также внесли важный вклад – проведенные статические и ресурсные испытания агрегатов показали, что на жёсткость крыла сильно влияет точность сборки и зазоры в конструкции поворотного узла — даже незначительные неточности могли уменьшить ресурс и стать причиной разрушения конструкции.
Летом 1966 года, перед началом лётных испытаний, в ЦАГИ состоялись натурные продувки уже готового самолёта, предоставившие специалистам данные для уточнения лётно-технических и взлётно-посадочных характеристик, а также определения параметров устойчивости и управляемости. Вскоре после этого было дано разрешение на первый полёт, который, несмотря на сложные погодные условия, прошёл успешно.
Итогом завершения лётных испытаний С-22И явился выход в ноябре 1967-го постановления Правительства о разработке истребителя-бомбардировщика Су-17 с изменяемой геометрией крыла и запуске его в серийное производство на Дальневосточном машиностроительном заводе в Комсомольске-на-Амуре (сейчас филиал ПАО «Сухой» КнААЗ). Через полтора года из ворот сборочного цеха выкатили первый опытный С-32-1. 1 июля 1969-го лётчик-испытатель Е.К.Кукушев впервые поднял его в воздух с заводской ВПП.
На удлиненном на 0,8 м фюзеляже С-32-1 появился гаргрот от кабины до киля, подвижная часть фонаря открывалась поворотом назад вверх.
| Параметр | Су-17 | Су-17М | Су-17М2 | Су-17М3 | Су-17М4 |
|---|---|---|---|---|---|
| Размах крыла, м | |||||
| При стреловидности 30° | 13,68 | 13,68 | 13,68 | 13,68 | 13,68 |
| При стреловидности 63° | 10,025 | 10,025 | 10,025 | 10,025 | 10,025 |
| Площадь крыла, м² | |||||
| При стреловидности 30° | 38,49 | 38,49 | 38,49 | 38,49 | 38,49 |
| При стреловидности 63° | 34,45 | 34,45 | 34,45 | 34,45 | 34,45 |
| Длина самолёта с ПВД, м | 18,097 | 18,726 | 18,868 | 19,026 | 19,026 |
| Длина фюзеляжа, м | 15,315 | 15,347 | 15,547 | 15,572 | 15,572 |
| Высота самолёта, м | 4,962 | 4,857 | 4,857 | 5,129 | 5,129 |
| Вес пустого самолёта, т | 9,950 | 9,880 | 10,445 | 11,550 | 12,161 |
| Вес взлётный максимальный, т | 16,27 | 18,12 | 18,82 | 19,63 | 19,70 |
| Вес нагрузки максимальный, т | 2,50 | 4,00 | 4,00 | 4,00 | 4,07 |
| Вес топлива максимальный без ПТБ, т | 2,79 | 3,63 | 3,77 | 4,00 | 3,77 |
| Скорость максимальная у земли, км/ч | 1350 | 1350 | 1350 | 1350 | 1350 |
| Скорость максимальная на высоте, число Маха | 2,1 | 2,1 | 2,1 | 2,1 | 1,7 |
| Скорость взлётная при максимальном взлётном весе, км/ч | 350 | 390 | 390 | 380 | 360 |
| Скорость посадочная при максимальном посадочном весе, км/ч | 275 | 290 | 290 | 280 | 285 |
| Скороподъёмность у земли максимальная, м/с | 210 | 220 | 220 | 220 | 230 |
| Потолок практический, км | 16,35 | 15,20 | 15,40 | 14,00 | 15,20 |
| Перегоночная дальность полёта с ПТБ, км | 1930 | 2500 | 2500 | 2500 | 2550 |
| Разбег при максимальном взлётном весе, км | 1,25 | 1,50 | 1,50 | 1,60 | 1,50 |
| Пробег с использованием тормозного парашюта, км | 0,70 | 0,85 | 0,85 | 0,90 | 1,10 |
До 1972 года на Су-17 устанавливался двигатель АЛ-7Ф1-250, имевший тягу 6710 кгс, а на форсаже – 9600 кгс. Для сокращения длины разбега могли использоваться сбрасываемые пороховые ускорители СПРД-110, развивающие кратковременную тягу до 3000 кгс. Начиная с модификации Су-17М истребитель оснащался двигателем АЛ-21Ф3.
В середине 1970-х годов в ЦАГИ решили проблему штопора Су-17, продув модель истребителя в вертикальной аэродинамической трубе и обнаружив, что явление устраняется установкой аварийного приёмника воздушного давления. Эти результаты были подтверждены в лётном эксперименте, и все машины в частях были доработаны в соответствии с рекомендациями института.
Су-17 мог нести то 3000 кг ракетно-бомбовой нагрузки и вооружался двумя авиапушками НР-30 (по 80 патронов на пушку), ракетами «воздух-воздух» К-13, Р-60, Р-73, подвесными пушечными контейнерами, свободнопадающими и кассетными бомбами, неуправляемыми авиационными ракетами калибром от 57 до 330 мм, управляемыми ракетами «воздух-земля» Х-23, Х-25, Х-29, Х-58.
Артём Кириллов
для сайта «Авиация России»
