Су-17 — первый отечественный самолёт с изменяемой геометрией крыла

2 августа 1966 года лётчик-испытатель Владимир Ильюшин - сын легендарного авиаконструктора - поднял в воздух первый советский боевой самолёт с крылом изменяемой стреловидности — истребитель-бомбардировщик Су-17.

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 1 тонной вооружения не менее 800 км.

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.

От «двойного Маха» к изменяемой геометрии

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.

Истребитель-бомбардировщик Су-17 — тридцать лет на вооружении страны

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.

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.

Лётно-технические данные основных модификаций самолёта Су-17Wiki

ЛТХ различных модификаций самолётов Су-17
  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
Голосовать ПРОТИВГолосовать ЗА (2 оценок, среднее: 4,50 из 5)
Загрузка...