Предусматривал ещё одно задание:
«…Спроектировать и построить экспериментальный истребитель с ТРД, со стреловидным крылом 50°, со сбрасываемой кабиной, со следующими данными:
-Максимальная скорость на высоте 10000 м — М=1
-Экипаж — 1 чел.
-Предусмотреть место для установки 2-х пушек калибра 37-мм.
Самолет построить в 2-х экземплярах и снять летные данные на первом экземпляре в сентябре 1949 года…».
В начале июля маршал авиации К.А.Вершинин утвердил ТТТ к новому самолету, согласно которым он предназначался для:
— достижения в установившемся горизонтальном полете числа Маха, равного единице, и исследования особенностей полета со скоростью, соответствующей Ма=1:
— отработки конструкции герметической сбрасываемой кабины;
— отработки прототипа фронтового истребителя больших скоростей.
К эскизному проектированию самолета, получившего обозначение «Р» или Су-17 (первый с таким названием) приступили в июне месяце.
Создание самолета со стреловидным крылом 50°
было сопряжено с большими трудностями, в первую очередь, связанными с вопросами устойчивости, управляемости, прочности конструкции.
Определенную сложность в процессе проектирования представляла отделяемая носовая часть фюзеляжа (НЧФ) с кабиной, не имевшая аналогов в отечественном самолетостроении. К примеру, динамика движения НЧФ по направляющим рельсам при отстреле и в момент схода, а также стабилизация НЧФ в свободном падении с предупреждением её столкновения с остальной частью самолета изучалась расчетным путем. Аэродинамические характеристики обеих частей самолета определялись по материалам испытаний в аэродинамических трубах специальных моделей.
В начале ноября 1948 года законченный эскизный проект был направлен в ГК НИИ ВВС для анализа и выдачи заключения. Проект получил одобрение, но при этом ряд недостатков, отмеченных в Заключении требовалось устранить в процессе постройки опытного экземпляра. В декабре Заключение по эскизному проекту было утверждено главным инженером ВВС.
Параллельно с разработкой эскизного проекта строился макет самолета. В конце декабря макетная комиссия рассмотрела и утвердила его, внеся некоторые изменения, а опытное производство приступило к изготовлению самолета.
Постройка опытного экземпляра завершилась в конце июля 1949 года, а через месяц Су-17 перевезли на аэродром ЛИИ МАП для проведения заводских испытаний. В период с 4 сентября по 8 октября С.Н.Анохин выполнил на нем несколько рулежек и пробежек. Самолет был подготовлен к первому полету, о чем уведомили руководство МАП.
В конце октября главком ВВС обратился к министру авиапромышленности с письмом, в котором напомнил о том, что: «…Экспериментальный истребитель Су-17… находится в ЛИИ МАП с 27 августа ст. в состоянии готовности к проведению летных испытаний.
Однако, отсутствие до настоящего времени разрешения МАП на первый вылет задерживает проведение летных испытаний самолета.
ВВС заинтересованы в результатах летных испытаний самолета Су-17 и в получении оценки работы двигателя ТР-3 в полете на больших высотах и сверхзвуковых скоростях.
В связи с этим прошу Ваших указаний ускорить решение вопроса о допущении самолета Су-17 к летным испытаниям и скорейшем их проведении.
О Ваших решениях прошу поставить меня в известность…».
Резолюция М.В.Хруничева: «т. Жигареву. Этот вопрос будет решен правительством с планом опытных работ…».
К сожалению, в утвержденном плане опытного строительства на 1949-1950 годы тематика ОКБ П.О.Сухого была исключена.
14 ноября 1949 года Совет Министров СССР своим постановлением разрешил Министерству авиационной промышленности:
«…ликвидировать опытно-конструкторское бюро т. Сухого и перевести 40 инженерно-технических работников для работы в опытно-конструкторском бюро т. Ильюшина и остальное количество — в опытно-конструкторское бюро т. Туполева, перевести опытно-конструкторское бюро № 43 т. Торопова на завод № 134 и реорганизовать этот завод в опытный завод по вооружению самолетов, сохранив присвоенный ему номер;…» .
Такое решение правительства не устраивало руководство ВВС и в середине декабря генерал-полковник авиации П.Ф.Жигарев отправил докладную записку заместителю Председателя Совета Министров СССР Н.А.Булганину, в которой отмечал, что: «В связи с расформированием по решению правительства, ОКБ т. Сухого, прекратилось выполнение нескольких работ, представляющих интерес для ВВС.
Прошу Ваших указаний министру авиационной промышленности т. Хруничеву:
…- в кратчайший срок начать летные испытания построенного ОКБ экспериментального истребителя Су-17 с целью: исследования полета на сверхзвуковой скорости до 1,1 скорости звука; испытания в полете двигателя ТР-3 т. Люлька на больших скоростях и высотах; отработки отделяемой кабины и катапультируемого сидения нового типа, обеспечивающих в комплексе спасение экипажа на сверхзвуковой скорости и больших высотах».
Следует отметить, что вопрос о проведении комплекса испытаний катапультируемого кресла уже поднимался. Приказом МАП от 26 июля 1949 года «Для проведения в ЛИИ стендовых испытаний катапультируемого кресла новой конструкции т.Сухого…», разработанного для самолета Су-17, была назначена группа испытателей в составе: П.Т.Королева, В.С.Кочеткова, В.Н.Кулебякина, П.В.Панасюка, К.Э.Симона, программа испытаний включала отработку кресла на 12-метровой катапультной установке с 500мм стреляющим механизмом. По-видимому, работы предусмотренные этим приказом не выполнялись, поскольку каких-либо сведений о их проведении найти не удалось. Кроме того, приказом МАП от 29 октября 1949 года. Для проведения летных испытаний усовершенствованного катапультируемого кресла конструкции завода № 134 и стреляющего механизма нового типа на самолете МиГ-9УТИ были назначены: парашютист-испытатель В.С.Кочетков, летчик самолета МиГ-9УТИ — Я.И.Верников , ведущий инженер Р.А.Стасевич, летчик самолета сопровождения МиГ-15 — А.П.Якимов .
Накануне нового 1950 года П.О.Сухой был назначен заместителем А.Н.Туполева — главного конструктора завода № 156.
В начале апреля 1950 года П.Ф.Жигарев вновь обратился к Н.А.Булганину с докладной запиской, в которой отмечал, что: «Проектом плана опытного самолетостроения на 1950-51 годы предусматривается постройка новых опытных истребителей с большими скоростями, с установкой на них двигателей ТР-3 конструкции т. Люлька.
Однако работа этого двигателя в воздухе детально ещё не проверена.
Летные испытания двигателя ТР-3 т.Люлька на летающей лаборатории Пе-8ЛЛ, проводимые в ЛИИ МАП не могут полностью выявить надежной работы двигателя при установке его на реактивный самолет. Об этом свидетельствуют дефекты двигателей РД-500 и РД-45 (зуд, помпаж, плохой запуск на высоте), выявленные при полетах истребителей, хотя указанные двигатели на летающей лаборатории Пе-8 работали без замечаний.
В ЛИИ МАП имеется в летном состоянии самолет Су-17 с двигателем ТР-3, готовый к испытаниям ещё в августе 1949 года. На указанном самолете можно заблаговременно провести летные испытания и доводку двигателя ТР-3 точно в тех же условиях, в каких этот двигатель будет работать на новых опытных самолетах истребителях с тем, чтобы избежать дефектов и задержки внедрения в серийное производство двигателей ТР-3 конструкции т.Люлька как это было с двигателем ВК-1.
В связи с этим, считаю крайне целесообразным проводить полеты самолета Су-17 с двигателем Люльки с тем, чтобы выявить работу двигателя на больших скоростях, а также и на больших высотах, проверить работу автоматики двигателя на большой скороподъемности самолета.
Докладывая на Ваше решение, прошу указаний т.Хруничеву».
10 июня 1950 года постановлением правительства был утвержден план опытного самолетостроения на 1950-1951 годы, один из пунктов которого требовал от И.О. начальника ЛИИ И.В.Острославского принять для проведения летно-исследовательских работ:
«…истребитель конструкции т.Сухого со стреловидным крылом 50 градусов, с двигателем т. Люлька с тягой 4600кг, с отделяемой кабиной — для отработки двигателя в полете на больших скоростях и проведения летных исследований средств спасения пилота, с проверкой отделяемой кабины в воздухе…».
В конце июня самолет Су-17 по акту был передан в ЛИИ МАП. К этому моменту на самолете, не имевшем надлежащего ухода, потеряли герметичность гидравлическая и топливная системы, а на обшивке появились очаги коррозии. По этой же причине, по мнению А.М.Люльки, требовалась переборка и осмотр узлов двигателя ТР-3. Кроме того, по результатам испытаний двигателя ТР-3 на летающей лаборатории возникла необходимость доработки установки его на самолете Су-17 с тем, чтобы обеспечить:
-надежный продув подкапотного пространства;
-слив остатков топлива из двигателя и подкапотного пространства при неудавшемся запуске;
-вынос среза реактивного сопла за пределы ХЧФ.
Выполнить эти работы могли только специалисты ОКБ П.О.Сухого, к этому времени «разбросанные» по другим организациям. Желающих же взять на себя ответственность в проведении летных испытаний неисправного и недоработанного самолета не нашлось. Дальнейшая судьба самолета неизвестна.
Второй экземпляр («дублер») самолета Су-17 на момент ликвидации ОКБ имел готовность около 30%.
Техническое описание.
Экспериментальный истребитель Су-17 представлял собой одноместный цельнометаллический среднеплан.
Фюзеляж типа полумонокок круглого сечения эксплуатационно делился на три самостоятельные части: отделяемую носовую, среднюю и хвостовую.
В носовой части фюзеляжа (НЧФ) размещались: лобовой воздухозаборник, разделяющийся на два воздушных канала, герметическая кабина и часть оборудования. Силовой каркас НЧФ состоял из 10 основных и 7 дополнительных шпангоутов, связанных в верхней части основанием фонаря кабины, в нижней части — газоотводными трубами пушечных установок, а также наружной обшивкой, обшивкой воздушных каналов и полом кабины.
НЧФ крепилась к средней части фюзеляжа (СЧФ) при помощи двух специальных замков, расположенных на шпангоуте 10 в плоскости основания фонаря и катапультирующего механизма, размещенного под полом кабины. В аварийных ситуациях НЧФ могла отделяться от самолета. Управление сбрасыванием НЧФ осуществлялось при помощи гашетки, расположенной в кабине летчика. Трос от гашетки крепился к спусковому пружинному механизму, который силой своей пружины (200 кгс) приводил в движение тягу, соединяющую рычаги замков. В начале своего хода тяга разблокировала катапультирующий механизм, затем открывала оба замка и в конце хода вызывала срабатывание катапультирующего механизма. В момент выстрела НЧФ отсоединялась от СЧФ и начинала двигаться на своих роликах, закрепленных на газоотводных трубах. При перемещении ролики катились по рельсам клыка СЧФ, обеспечивая движение вперед и одновременно поворот вниз. Такая сложная траектория обеспечивала безопасное отделение НЧФ при нахождении самолета в отвесном пикировании. Стабилизация отделенной НЧФ осуществлялась при помощи специального парашютного устройства.
В СЧФ размещались: ниши передней и основных опор шасси, воздушные каналы, объединяющиеся в один у шпангоута 17, двигатель, передняя группа топливных баков, вооружение, различные системы и оборудование. Силовой каркас СЧФ состоял из 19 шпангоутов, связанных между собой 25-ю стрингерами, силовой балкой и обшивкой.
В хвостовой части фюзеляжа (ХЧФ) размещались: удлинительная труба двигателя, задняя группа топливных баков, контейнер тормозного парашюта, задняя хвостовая опора и тормозные щитки, общей площадью 0,5 м2. Силовой каркас ХЧФ состоял из 17 шпангоутов, 26 стрингеров и обшивки. Стыковка СЧФ и ХЧФ осуществлялась при помощи болтовых соединений.
Крыло — свободнонесущее цельнометаллическое с углом стреловидности 50° по линии одной четверти хорд, установочным углом 1,5° и отрицательным углом поперечного «V» равным 5°. Крыло состояло из двух отъемных консолей, стыкующихся с СЧФ по шпангоутам 16, 21, 25. Обшивка крыла стыковалась с фюзеляжем контурным уголком. Каркас каждой консоли включал в себя: главный лонжерон, две дополнительные стенки, стрингеры, литые носки, набор нервюр и обшивку. Каждый элерон имел внутреннюю компенсацию и герметизирующее полотно, закрепленное на элероне и крыле. На левом элероне устанавливался триммер. Углы отклонения элеронов +28°, а угол отклонения триммера +12°. Каркас элерона состоял из лонжерона, набора нервюр и дюралевой обшивки. Щиток-закрылок типа «Фаулер» передвигался по трем направляющим крыла, угол отклонения 30°. Конструкция щитка аналогична конструкции элерона.
Стреловидное хвостовое оперение состояло из киля с рулем поворота и стабилизатора с рулем высоты. Киль был выполнен из двух частей. Силовой каркас нижней части включал: три лонжерона, набор нервюр, стрингеры, дюралевую обшивку и крепился к ХЧФ в трех точках. Конструкция верхней части аналогичная нижней, при этом две верхние нервюры были выполнены из дерева. В деревянной части киля, где размещалась антенна радиостанции, передний и средний лонжерон отсутствовали, а задний представлял деревянную стенку. Обшивка этой части киля была выполнена из шпона, а остальная — из дюраля. Руль поворота однолонжеронной конструкции крепился к килю в пяти точках и имел весовую балансировку. Углы отклонения руля поворота +30°. Стабилизатор состоял из двух половин, силовой каркас каждой включал: основной лонжерон, два вспомогательных, набор нервюр и обшивку. Крепление стабилизатора к килю обеспечивало возможность изменения установочного угла от -5,5° до +1,5°. На первом экземпляре самолета перестановка осуществлялась на земле. В перспективе, с установкой электромеханизма, появлялась возможность управления стабилизатором в полете. Руль высоты состоял из двух половин и по конструкции был аналогичен рулю поворота. Каждая половина подвешивалась в четырех точках и имела триммер. Углы отклонения руля высоты: +42°, -23°.
Шасси трехколесное с носовым колесом. Передняя опора рычажного типа убиралась в фюзеляж по потоку. Основные опоры рычажного типа с выносным амортизатором крепились на фюзеляже. Уборка основной опоры осуществлялась за счет сокращения длины подкоса при одновременном повороте всей системы вокруг оси верхней головки стойки. В убранном положении ниши закрывались створками, а опоры фиксировались механическими замками. В выпущенном положении передняя опора фиксировалась гидравлическим и шариковым, а основные гидравлическими и роликовыми замками. На передней опоре устанавливалось нетормозное колесо размером 530×230, а на основных — тормозные колеса размером 880×250.
Самолет имел жесткую систему управления, состоящую из управления рулем высоты, рулем поворота и элеронами. Проводка управления в месте разъема НЧФ и СЧФ имела разъемные звенья, передающие движение простым соприкосновением, работая на сжатие и имея в соединении предварительное натяжение. В проводку управления рулем высоты, рулем направления и элеронами, по обратимой схеме были включены бустерные механизмы, являвшиеся готовыми изделиями завода № 279 и развивавшие за счет кинематики подключения различные усилия. Управление триммерами элерона и руля высоты — электромеханическое.
Гидравлическая система состояла из двух независимых подсистем: основной и дополнительной. Основная предназначалась для уборки и выпуска шасси, закрылков и тормозных щитков, а дополнительная — для питания бустеров. Каждая подсистема имела автономный источник давления — гидронасос 355Б, расположенный на коробке проводов ТР-3. рабочее давление в основной -120-140кг/см2, а дополнительной — 42-63кг/см2. рабочая жидкость — гидромасло ГМЦ-2.
Пневматическая система состояла из трех автономных подсистем:
-торможения основных колес и аварийной уборки и выпуска тормозных щитков. Запас воздуха размещался во внутренней полости правой стойки шасси, емкостью 7л и давлении 1 30кг/ см2;
-аварийного торможения основных колес. Запас воздуха — в баллоне (шп. 15-16);
-аварийного выпуска шасси и закрылков. Запас воздуха — во внутренней полости левой стойки шасси.
Силовая установка состояла из ТРД ТР-3 с удлинительной трубой и нерегулируемым реактивным соплом. Монтаж и демонтаж двигателя осуществлялся после отстыковки ХЧФ, а его обслуживание — через специальные люки в СЧФ и ХЧФ. Удлинительная труба имела термоизоляцию, состоящую из наружных кожухов, выполненных из АМЦ и внутреннего наполнителя из «рытой» алюминиевой фольги толщиной 0,017 мм.
Для защиты воздухозаборника от обледенения, в полый носок периодически подавался горячий воздух, забираемый за 7-ой ступенью компрессора двигателя. Система имела сигнализатор обледенения.
Противопожарная система предназначалась для локализации пожара в районе расположения задней группы топливных баков и состояла из:
-4-х литрового баллона с углекислотой, снабженного пирозатвором;
-6-ти термодатчиков, расположенных вблизи топливных баков;
-кольцевого коллектора подачи С02 (шп. 33);
-сигнальной лампы «Пожар».
Топливная система включала: переднюю группу баков, общей емкостью 950 л, заднюю группу баков, общей емкостью 830 л, насосы подкачки, пожарный кран, трубопроводы и фильтры. Передняя группа состояла из двух мягких резиновых непротектированных баков и металлического расходного бака с подкачивающими насосами и отсеком отрицательных перегрузок. Задняя группа состояла из четырех металлических баков, выполненных в виде полых цилиндров и расположенных вокруг удлинительной трубы. Поверхности баков, прилегающие к удлинительной трубе, имели тепловую защиту из двух слоев стекловолокна и дюралевого кольцевого экрана. Зазор между экраном и удлинительной трубой продувался охлаждающим воздухом. Для обеспечения необходимого диапазона центровок топливо вырабатывалось в определенной последовательности. На самолете предусматривалась подвеска двух крыльевых топливных баков емкостью по 300 л.
Герметическая кабина вентиляционного типа в верхней части имела фонарь, состоящий из неподвижного козырька, откидной части и закабинного обтекателя. Козырек имел переднее бронестекло и боковое остекление из плексигласа. Откидная часть — литая рама, остекленная плексигласом. Для предохранения остекления фонаря от запотевания, оно обдувалось горячим воздухом. Герметическая кабина оборудовалась системами: автоматического регулирования давления; вентиляции и наддува с регулировкой температуры воздуха; вентиляции наружным воздухом от скоростного напора; герметизации фонаря. Для обеспечения высотных полетов на самолете устанавливалось стандартное кислородное оборудование.
Комбинированная система спасения летчика в аварийных ситуациях включала отделяемую НЧФ и катапультируемое кресло шторочного типа. При этом катапультирование было возможно из свободно падающей НЧФ с перегрузкой 5-6cf и без отделения НЧФ с перегрузкой до 18д.
Вооружение состояло из двух пушек Н-37, расположенных по бортам СЧФ. Суммарный боезапас составлял 80 патронов. Гильзы и звенья при стрельбе выбрасывались наружу. Имелись счетчики патронов. Система управления стрельбой — электрическая, а перезарядки — электропневматическая. Для ведения прицельной стрельбы предусматривалась установка автоматического прицела, совмещенного с радиодальномером, а для контроля — фотокинопулемет С-13.
Электрооборудование состояло из источников электроэнергии и электрической сети. Основным источником являлся генератор постоянного тока ГС-9000, охлаждаемый путем принудительного продува, а аварийным — аккумулятор 12А-30.
Радиооборудование:
-УКВ-радио-станция РСИУ-3;
-радиополукомпас «Рион»;
-радиовысотомер РВ-2;
-ответчик опознавания «Барий М»;
-радиодальномер «Радаль».
На опытном экземпляре вместо «Рион» был установлен РПКО-10, а из-за отсутствия готовых изделий не устанавливались «Радаль» и «Барий М».
Пилотажно-навигационные приборы:
-авиагоризонт АГ-47Б;
-комбинированный указатель скорости КУС-1200;
-высотомер динамический ВД-15;
-вариометр ВР-75;
-М-метр М-15;
-дистанционный гиромагнитный компас ДГМК-3;
-навигационный индикатор НИ-46;
-магнитный компас КИ-11;
-часы АВР;
-индикатор радиополукомпаса.
Приборы контроля двигателя и систем — аналогичны, установленным на самолет Су-15.
Фотооборудование: фотоаппарат АФА-39.
Бронирование предусматривало установку бронестекла толщиной 100 мм, трех бронеплит спереди, сзади — бронеспинку и заголовник.
Модификация: Су-17
Размах крыла, м: 9,95
Длина, м: 15,25
Высота, м: —
Площадь крыла, м2: 27,50
Масса, кг
-пустого самолета: 5932
-максимальная взлетная: 7890
Тип двигателя: 1 х ТРД ТР-3
Тяга, кгс: 1 х 4600
Максимальная скорость, км/ч: 1209
Крейсерская скорость, км/ч: 980
Практическая дальность, км: 1080
Боевая дальность, км: 855
Макс. скороподъемность, м/мин: 2273
Практический потолок, м: 15000
Экипаж: 1
Вооружение: 2 х 37-мм пушки Н-37 (с боезапасом — 80 снарядов).
Проекты и первые экземпляры опытных реактивных самолетов с изменяемой геометрией крыла появились еще в годы Второй мировой войны: в нашей стране проект такого самолета разрабатывался В.В.Шевченко, а в Германии фирма «Мессершмитт» даже построила экспериментальный самолет Р.1101, который достался американцам в качестве трофея. На его основе фирма «Белл» создала две экспериментальные машины Х-5, учитывающие требования американских ВВС к самолету-штурмовику. Первый из построенных Х-5 впервые поднялся в воздух 20 июля 1951 г. Через два года, 19 мая 1953 г., в США взлетел еще один опытный экземпляр самолета с крылом изменяемой геометрии - «Ягуар» XF10F-1, предложенный фирмой «Грумман» американскому флоту. Испытания подтвердили существенное улучшение летно-технических характеристик самолета за счет использования крыла изменяемой гео-, метрии, но итоговые результаты летных испытаний оказались отрицательными. И только через одиннадцать лет, 21 декабря 1964 г., совершил первый полет самолет с крылом изменяемой геометрии XF-111A, разработанный фирмой «Дженерал Дайнемикс», принятый в 1967 г. на вооружении ВВС США.
экспериментальный самолет Р.1101
«Ягуар» XF10F-1
Не обошли своим вниманием преимущества подвижного крыла и английские авиаконструкторы: в 1950- 1958 гг. фирма «Виккерс-Армстронг» разрабатывала проект оригинального сверхзвукового бомбардировщика «Суолоу». Результаты этих работ анализировались советскими специалистами. В 1961-м председатель Государственного комитета по авиационной технике П.В.Дементьев сообщал заместителю председателя Совмина Д.Ф.Устинову: «По Вашему поручению докладываю заключение ЦАГИ (Центральный аэрогидродинамический институт имени Н.Е.Жуковского) о работах по сверхзвуковым самолетам с изменяемой в полете геометрией крыла (проект «Суолоу» фирмы «Виккерс»)...
Су-17
Оценка, проведенная в ЦАГИ, показала, что такая компоновка представляет собой большие конструктивные сложности на современных скоростях полета... Кроме технических трудностей создания крыла с изменяемой стреловидностью, оно имеет ряд других недостатков - значительное ухудшение устойчивости и управляемости самолета, которое будет изменяться не только в связи со сдвигом средней аэродинамической хорды крыла из-за его поворота. Расчеты, проведенные в ЦАГИ, показали, что это ухудшение будет в 2 - 3 раза большим, чем на самолете обычной схемы, что приведет, соответственно, к большим потерям в подъемной силе и в 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.
Ученые института обнаружили эффект, позволяющий сохранять положение 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. ЦАГИ активно пропагандировало результаты своих исследований самолетостроительным ОКБ. Предложение профессора П.П.Красильщикова поддержал П.О.Сухой: в мае 1965 г. ОКБ совместно с ЦАГИ приступили к разработке экспериментального самолета С-22И или Су-7ИГ (изменяемая геометрия). У экспериментальной машины поворачивалась не вся консоль, а только ее внешняя часть, расположенная за основными стойками шасси. Такая компоновка крыла обеспечивала улучшение взлетно-посадочных характеристики повышение аэродинамического качества на дозвуковых режимах полета. Выбор Су-7Б в качестве прототипа для экспериментальной машины был оправдан: этот единственный серийный сверхзвуковой фронтовой истребитель со стреловидным крылом выпускался крупными сериями и в случае успеха у машины появлялось второе дыхание: сравнительно недорогая модернизация крыла превращала ее в многорежимный самолет.
Разработка экспериментального самолета С-22И осуществлялась под руководством главного конструктора Николая Григорьевича Зырина. Первые проработки компоновки новой машины выполнил заместитель начальника бригады общих видов А.М.Поляков. После выбора основных параметров нового крыла к детальной проработке его конструкции приступили специалисты бригады крыла В.Крылов, Б.Вахрушев, Б.Рабинович и Р.Емелин.
Модифицированная консоль крыла конструктивно разделялась на две части: на пристыкованную к фюзеляжу неподвижную (НЧК) и подвижную (ПЧК). При этом обе части имели единый аэродинамический профиль, обеспечивающий безотрывное обтекание корневой части, что благоприятно влияло на работу хвостового оперения. Размах модернизированного крыла при максимальной стреловидности увеличивался на 0,7 м, а площадь - на 0,45 м2. В посадочной конфигурации - при минимальном угле стреловидности площадь крыла возрастала на 4,5 м2, или на 13,2%, относительная толщина профиля ПЧК - с 7 до 12%. В сочетании с установленными на ПЧК трехсекционными предкрылками и поворотными закрылками, а также сдвижными закрылками на НЧК это способствовало существенному улучшению взлетно-посадочных характеристик. За улучшение несущих свойств модернизированного крыла пришлось заплатить уменьшением емкости крыльевых топливных баков-кессонов на 440 л, увеличением массы крыла на 400 кг за счет механизма поворота (шарниры, гидромеханический привод, синхронизирующий вал и элементы гидросистемы), усложнением конструкции крыла (введение более развитой механизации и расположение силовых элементов на внешней поверхности пустотелых отсеков НЧК). Столь незначительный прирост массы конструкции достигался совмещением функций конструктивных элементов: внешняя торцевая кромка НЧК окантовывалась силовой аэродинамической перегородкой, которая препятствовала перетеканию потока вдоль размаха крыла и работала как силовая нервюра. В результате модернизации масса пустой экспериментальной машины составила 9480 кг.
Один из шести истребителей-бомбардировщиков Су-7БМ ВВС Польши
С-22И собрали фактически из двух машин, так что утверждение о том, что его доработали из Су-7БМ, справедливо только отчасти. От Су-7БМ для новой машины использовали носовую часть фюзеляжа и шасси, от Су-7БКЛ - хвостовую, а крыло изготовили заново.
Су-7БКЛ
После сборки С-22И перевезли на аэродром в Летно-исследовательский институт (ЛИИ), где его стали готовить к летным испытаниям. Методический совет ЛИИ под председательством известного летчика-испытателя Героя Советского Союза М.Л.Галлая, рассмотрев представленные ОКБ материалы, дал разрешение на первый вылет. 1 августа 1966 г. во время скоростной рулежки с крылом, установленным на минимальный угол стреловидности, шеф-пилот ОКБ В.С.Ильюшин выполнил первый подлет на экспериментальном самолете. На следующий день погода не соответствовала приподнятому настроению собравшихся на аэродроме суховцев: над полосой повисла низкая облачность и накрапывал дождичек. Желание увидеть С-22И в деле перевесило прогноз погоды, и Владимир Сергеевич выполнил первый 20-минутный полет на новой машине. В ходе успешного выполнения испытательной программы на аэродроме во Владимировке на новой машине летали «фирменные» испытатели Е.С.Соловьев, Е.К.Кукушев и военные летчики из НИИ ВВС С.А.Микоян, А.С.Девочкин, Э.И.Князев, В.Г.Иванов, А.А.Манучаров, Н.И.Коровушкин и ГА.Баевский. Несколько полетов на новом самолете выполнил советский космонавт № 2 Г.С.Титов. Ведущий инженер ОКБ Сухого по летным испытаниям С-22И (или Су-7БИ - называли экспериментальный самолет и так) Л.М.Моисейчиков работал в тесном контакте с руководителем испытательной бригады НИИ ВВС С.Бытко. Использование минимальной стреловидности крыла позволило сократить разбег нового самолета по сравнению с СУ-7БМ в два раза и уменьшить посадочную скорость на 100 км/ч.
Су-7ИК
Весной 1967 г. самолет вернули в ЛИИ и стали готовить к воздушному параду в честь 50-летия Советской власти в аэропорту Домодедово. На параде 9 июля 1967 г. новую машину эффектно продемонстрировал в полете Е.К.Кукушев.
Итогом успешного завершения программы испытаний С-22И явился выход 18 ноября 1967 г. правительственного постановления о разработке истребителя-бомбардировщика Су-17 с изменяемой геометрией крыла и запуске его в серийное производство на Дальневосточном машиностроительном заводе в Комсомольске-на-Амуре. Через полтора года из ворот его сборочного цеха выкатили первый опытный экземпляр самолета С-32-1.1 июля 1969 г. летчик-испытатель ОКБ Е.К.Кукушев впервые поднял его в воздух с заводского аэродрома. До конца года на заводе изготовили еще четыре С-32.
Опытный экземпляр самолета внешне отличался от экспериментальной машины: на удлиненном на 0,8 м фюзеляже появился гаргрот постоянного сечения от кабины до киля, подвижная часть фонаря открывалась поворотом относительно горизонтального шарнира назад вверх. Самолет комплектовался новыми системами: навигационной, выдававшей пилоту текущую информацию - азимут и дальность до радиомаяка, и посадочной с нуль-индикатором; обе они могли работать совместно с системой автоматического управления САУ-22, заменившей автопилот АП-28И-2.
Кабину С-32 оснастили более совершенным катапультным креслом КС-4-С32 с двумя стабилизирующими парашютами площадью 0,1 и 1 м2, размещенными в заголовнике кресла, и спасательным - площадью 50 м2. Система спасения обеспечивала безопасное покидание самолета от разбега до посадки: от 140 до 1200 км/ч и во всем диапазоне высот.
В связи с ростом взлетной массы пустого самолета до 9800 кг на передней стойке шасси установили колесо большего размера КТ106А-из-за этого на створках ниши появилась выштамповка, как у Су-7БКП. Гребенку антенны самолетного радиоответчика СРО-2М (3-й диапазон) перенесли от ниши передней стойки шасси ближе ко входу воздухозаборника. Демонтировали не оправдавшую себя в эксплуатации систему струйной защиты воздухозаборника двигателей от пыли «Сдув». На память от Су-7БКЛ и Су-7БМ у С-32 остались два характерных длинных гаргрота на верхней поверхности фюзеляжа для прокладки коммуникаций и контейнер тормозного парашюта. На неподвижной части крыла разместили два дополнительных узла подвески вооружения, доведя их число до шести.
Крыло С-32 по сравнению с Су-7БКП стало значительно сложнее не только по конструкции, но и по технологии изготовления. Появились монолитные лонжероны, шарнирный узел, опорный рельс с механизмом поворота крыла, пустотелый отсек НЧК, образованный двумя трехслойными клееными дюралюминиевыми панелями с сотовым заполнителем. Заводские специалисты в сжатые сроки освоили новую для предприятия техно-
логию изготовления сотовых панелей и необходимое для этого современное оборудование.
Для С-32 в ОКБ П.О.Сухого разработали оригинальное устройство, позволяющее эксплуатировать самолет в случае вывода из строя противником основных ВПП. Взлет с грунтовой неуплотненной ВПП или укатанного снега выполнялся на лыжном шасси: на основные стойки вместо колес устанавливались лыжи. В отличие от лыжонков на Су-7БКЛ, которые работали совместно с основными колесами, уменьшая удельное давление на грунт, новые лыжи были более сложными по конструкции: для снижения сопротивления трения при скольжении под сменную титановую подошву лыжи подавалась жидкая смазка; устойчивость движения при разбеге-пробеге обеспечивалась специальными килями на нижней поверхности; удерживание самолета на старте перед взлетом, заруливание на стоянку и аварийное торможение осуществлялись специальными поворотными тормозами ковшового типа с пневмоприводом. При этом перемещение из стационарных укрытий на старт к запасной ВПП выполнялось на буксире за тягачом или на собственном двигателе на быстросъемных рулежно-буксировочных тележках, которые крепились к консолям крыла и вилкам лыжного шасси. Создание лыжного шасси для сверхзвукового истребителя - итог многолетней работы, проводившейся в ОКБ П.О.Сухого с конца пятидесятых годов. Тогда ОКБ совместно с Академией наук СССР на базе бомбардировщика Ил-28 была создана подвижная лаборатория Л-28, на которой исследовались различные формы лыж и материалы их подошв на износостойкость, определялись коэффициенты сопротивления по различным грунтам, оценивалось влияние впрыска жидкости в рабочую зону для снижения трения. В 1959 г. испытания продолжили на С-23 - истребителе Су-7 с лыжным шасси. После многочисленных рулежек летчик-испытатель В.С.Ильюшин выполнил на С-23 несколько взлетов и посадок на лыжном шасси. В дальнейшем доводку шасси продолжили на лаборатории С-23. Одним из результатов этих работ явилось принятие на вооружение в 1965 г. истребителя Су-7БКЛ с колесно-лыжным шасси.
К весне 1970 г. дальневосточные самолетостроители изготовили установочную партию из 12 машин: две первые - С-32-1 и С-32-2 передали на госиспытания, а остальные - в Центр боевой подготовки и переучивания летного состава в Липецк для подготовки их к работе по теме «Кристалл» - показу но-* вой авиационной техники руководителям государства на аэродроме НИИ ВВС в Ахтубинске. Руководителем бригады по госиспытатаниям С-32 в НИИ ВВС назначили Н.К. Ярошенко. Но намеченный на сентябрь 1970-го показ, из-за вспыхнувшей на юге эпидемии холеры, перенесли на другое время.
Эффектная демонстрация возможностей С-32 руководству страны состоялась только в мае 1971-го, а в октябре того же года 523-й Краснознаменный иап Дальневосточного военного округа первым приступил к освоению Су-17 - такое официальное название присвоили серийному С-32.
К этому времени завод в Комсомольске-на-Амуре полностью сменил производство Су-7БКЛ на Су-17, изготовив 95 Су-17, в том числе 30 машин - в 1970 году и 60 - в 1971-м.
Основной задачей истребителя-бомбардировщика является оперативное уничтожение визуально обнаруживаемых целей на поле боя, для решения которой необходим хороший обзор из кабины. В 1971 г. в НИИ ВВС провели испытания Су-17 с беспереплетным козырьком кабины. Проводившие работу летчики-испытатели А.Д.Иванов и Н.И.Михайлов отмечали в заключении, что обзорность улучшилась незначительно, но при полетах на малых высотах появилось ощущение психологического дискомфорта от возможных последствий столкновения с крупными птицами.
Расширение номенклатуры средств ведения боя на Су-17 происходило не только за счет принятия на вооружение новых образцов традиционных боеприпасов. Достижения научно-технической революции в середине 1960-х и изменения во взглядах военных теоретиков на роль авиации по поддержке боевых действий сухопутных войск способствовали появлению принципиально новых видов . Накануне первомайских праздников в 1965 г. вышло постановление правительства о разработке управляемой тактической авиационной ракеты Х-23. А четыре года спустя очередным постановлением СМ СССР предусматривалось вооружить этой ракетой наряду с другими самолетами и Су-17. Весной 1970 г. КБ Калининградского машиностроительного завода (КМЗ) предъявило ракету Х-23 (изделие 68) на государственные летные испытания. Спустя два года в этих испытаниях приняли участие самолеты Су-17. Всего на МиГ-23 и Су-17 по программе довооружения выполнили 20 пусков, результаты которых для ракетчиков из-за выявившихся дефектов конструкции Х-23 оказались не блестящими. Ракета имела радиокомандную систему наведения, требовавшую постоянного участия летчика в этом процессе - вплоть до встречи ракеты с целью.
МиГ-23
После устранения дефектов системы управления ракеты летчик-испытатель НИИ ВВС Э.М.Колков выполнил еще три пуска Х-23 с ювелирной точностью, запомнившиеся участникам испытаний. В первом заходе взрывом боевой части ракеты были раздвинуты два поставленных рядом грузовика, а в двух последующих он уничтожал их прямым попаданием ракет. Ракета Х-23 была принята на вооружение фронтовой авиации осенью 1974 г., и строевые летчики приступили к освоению нового вида оружия на самолетах Су-17, а в дальнейшем на Су-17М и Су-17М2.
Летом 1976 г. проводились учения авиации дважды Краснознаменного Балтийского флота. Для демонстрации возможностей управляемого ракетного оружия по морским целям выделили четыре самолета Су-17 и восемь ракет. Ракеты подготовили на технической позиции Центра боевого применения и переподготовки авиации ВМФ в г.Острове Псковской области. Там же на комплексном тренажере КТ-23 морские летчики отработали навыки наведения ракет. В ходе учений Су-17 перебазировались: удар наносился с аэродрома Чкаловское в Калининградской области. В двух тренировочных пусках зафиксировали попадания в цель. Для демонстрации главкому ВМФ С.Г.Горшкову подготовили три самолета с ракетами: два основных и третий резервный. Во время демонстрационного пуска у ведущего летчика ракета вошла в воду с недолетом 30 м и взорвалась, подняв большой водяной столб, у ведомого - старшего лейтенанта Цымбала отмечено прямое попадание.
Су-17М
Су-17 совершенствовался в ходе серийного производства. С конца 1972 г. до осени 1973 г. Су-17 довооружили управляемыми ракетами Р-60 класса «воздух - воздух». Самолеты первых трех серий имели по одному аэродинамическому гребню на торце НЧК, и одну основную штангу ПВД и аварийный приемник давления на правой стороне фюзеляжа. Такое расположение штанги, как выяснилось в ходе испытаний, ухудшало штопорные характеристики самолета. Кроме того, Су-17 входил в штопор без характерной для Су-7 легкой тряски при увеличении перегрузки до 5 единиц. Поэтому в дальнейшем появились две штанги ПВД, установленные симметрично относительно оси фюзеляжа. Для улучшения продольной устойчивости на больших углах атаки на неподвижной части крыла установили дополнительные аэродинамические гребни: снизу - у задней кромки, а на верхней поверхности - у передней кромки - напротив друг друга.
Су-17М2
На первых сериях самолета Су-17 для стрельбы из пушек и пуска НАРов по наземным и воздушным целям, а также при бомбометании с пикирования использовался прицел АСП-ПФ-Б-7, работавший совместно с радиодальномером СРД-5М, размещенным под радиопрозрачным конусом воздухозаборника и служившим для автоматического определения дальности до воздушной цели вне зависимости от видимости. Впоследствии
АСП-ПФ-Б-7 заменили аналогичным по размерам, но более совершенным прицелом АСП-ПФ-7.
После довооружения самолета ракетами Х-23 дальномер СРД-5М, начиная с 23-го самолета 89-й серии, демонтировали, установив вместо него аппаратуру наведения «Дельта-Н», которую со временем заменили модернизированной полупроводниковой «Дельтой-НМ». Две ракеты Х-23 подвешивались на пусковых устройствах АПУ-68У на внешних пилонах НЧК, эти же АПУ в дальнейшем использовались для реактивных снарядов С-24. Кнопку управления ракетой Х-23 - кнюппель разместили на ручке управления самолетом вместо кнопки включения автопилота.
Постоянные доработки Су-17 привели к увеличению массы конструкции серийных самолетов с 9950 кг до 10 090 кг, что отрицательно сказалось на летно-технических характеристиках машины. Поэтому в 1970 г. было принято совместное решение МАП и ВВС о модификации самолета С-32 (Су-17), оснащении его более мощным современным и экономичным одноконтурным ТРД, разработанным в ОКБ А.М.Люльки дляСу-24. В заводской документации модернизированный самолет получил обозначение С-32М.
До 1973 г. в Комсомольске-на-Амуре выпустили 225 самолетов Су-17. Последние два года он изготавливался параллельно с Су-17М - такое наименование С-32М получил после принятия на вооружение.
В 1972 г. Арабская Республика Египет закупила в СССР 16 самолетов Су-17, которые применялись в арабо-израильской войне в октябре 1973 г. Переучивание египетских пилотов проводилось советскими инструкторами в учебном центре на авиабазе Бельбейс, на которой базировались 202-я и 204-я истребитель-но-бомбардировочные авиабригады ВВС Египта, вооруженные истребителями Су-7БМК и Су-7УМК.
После ввода советских войск в Афганистан на авиабазе в Шинданде в январе 1980 г. приземлились Су-17 из двух эскадрилий 217-го авиаполка истребителей-бомбардировщиков из Кзыл-Арвата. Уже весной они приняли участие в боевых действиях, в ходе которых проявился ряд недостатков, характерных для Су-17: малая тяговооруженность при взлете в жаркую погоду с высокогорного аэродрома, ограниченный запас топлива и узкий набор средств поражения. Поэтому командованием эти машины вскоре были заменены на Су-17МЗ, выгодно отличавшимися по характеристикам, уровню оборудования и вооружения. Кроме того, летчики перед отправкой в Афганистан проходили дополнительную подготовку, учитывающую особенности полетов в этой стране. Эксплуатация Су-17 строевыми полками ВВС СССР продолжалась до середины 1980-х.
Размах крыла:
при минимальном угле стреловидности 13,680 м
при максимальном угле стреловидности 10,025 м
Длина самолета с ПВД 19,026 м
Длина фюзеляжа 15,870 м
Максимальный диаметр фюзеляжа 1,550 м
Высота самолета (стояночная) 5,129 м Площадь крыла:
при минимальном угле стреловидности 38,49 м2
при максимальном угле стреловидности 34,45 м2
Масса пустого 10767 кг
Масса топлива во внутренних баках 3770 кг
Нормальная взлетная масса 16400 кг
Максимальная взлетная масса 19630 кг
Максимальная посадочная масса 13000 кг
Максимальная скорость 1850 км/ч (М=1,75)
Максимальная скорость у земли: без внешних подвесок 1350 км/ч (М=1,10) с внешними подвесками 1250 км/ч (М=1,02)
Крейсерская скорость 530 км/ч
Взлетная скорость 360 км/ч
Посадочная скорость 285 км/ч
Скорость сваливания 300 км/ч
Максимальная скороподъемность 230 м/с
Практический, потолок 14000 м Практическая дальность с ПТБ:
на большой высоте 2550 км
на малой высоте 1400 км
Длина разбега 1600 м
Длинна пробега (с тормозным парашютом) 900 м
Максимальная эксплуатационная перегрузка 7,5
Ближайшим зарубежным аналогом Су-17 следует признать самый массовый в мире истребитель-бомбардировщик 3-го поколения Воут А-7 "Корсар"2, построенный в количестве 1545 экземпляров. Также, как и советский самолет, американская машина создана на ба зе истребителя (ее прототипом стал палубный истребитель F-8 "Крусейдер"- ровесник Су-7). В отличие от Су, американский самолет оснащен трапециевидным неподвижным крылом. Конструкторы фирмы Воут пошли на снижение максимальной скорости самолета, сделав его дозвуковым, зато оснастили "Корсар"2 высокоэкономичным бесфорсажным двухконтурным двигателем, позволившим значительно увеличить дальность.
Первый полет А-7 А "Корсар"2 состоялся в 1965 г., на год раньше, чем Су-17. Серийная постройка началась в 1966 г. (сказалась простота конструкции самолета, отсутствие технических нововведений типа крыла изменяемой геометрии, а также острая потребность ВВС в новой машине - шла война во Вьетнаме). В дальнейшем были созданы варианты А-7В, A-7D, а также А-7С и А-7Е, как и Су-17М4 оснащенные инер-циальной навигационной системой. Серийная постройка "Корсаров"2 продолжалась до 1983 г. Они поставлялись также Греции, Португалии и Швейцарии. В 1989-91 гг. была предпринята попытка радикально модернизировать самолет, оснастив его ТРДДФ и новым БРЭО. Предполагалось переоборудовать таким образом часть машин национальной гвардии, но в дальнейшем, по финансовым соображениям, программу прекратили.
Самолеты Су-17М4 и А-7Е имеют приблизительно одинаковую максимальную взлетную массу (чуть больше 19т), однако американская машина вмещает во внутренние баки больший объем топлива- 4433 кг (5680 л) - и несет большую боевую нагрузку - до 6800 кг. "Корсар"2 значительно уступает Су-17 по максимальной скорости, развивая всего 1123 км/ч, однако практическая дальность машины с ПТБ - 3670 км, что превышает дальность Су-17 более чем на 1000 км.
Истребитель-бомбардировщик А7 -зарубежный аналог Су-17
Схема самолета А 7
Оба истребителя-бомбардировщика имеют достаточно совершенный комплекс боевой живучести (в ходе вьетнамской войны А-7 был призван самым "несбиваемым" тактическим ударным самолетом). Близки (как концептуально, так и во времени) и основные этапы совершенствования БРЭО обеих машин, получивших на последних модификациях инерциальную навигационную систему. Однако в отличие от лазерного оборудования, установленного на Су-17, самолет А-7 оснащен импульсно-доплеровской БРЛС AN/APQ-126, служащей для определения координат и прицеливания по наземным и морским целям.
Вооружение американской машины включает шестиствольную пушку М61А1 (20 мм, 1000 снарядов), до шести УР "Булпап", про-тиворадиолокационные ракеты "Шрайк", до двух УР класса воздух-воздух "Сайдуиндер", бомбы и НАР на восьми узлах внешней подвески, т.е., близко составу вооружения нашего истребителя-бомбардировщика.
Сравнивая эти самолеты, нужно признать, что Су-17, обладающий высокими ЛТХ и маневренностью, обусловленными большой тя-говооруженностью самолета (с полным запасом топлива, без внешних подвесок - 0,77) является более универсальной машиной, способной, помимо решения чисто ударных задач, успешно вести ближний маневренный воздушный бой с зарубежными истребителями второго и третьего поколения (F-4 "Фантом"2, "Мираж"Ш и "Мираж"Р-1, F-5 и др.), в то время, как летчику "Корсара"^ (тяговооруженность "чистого" самолета 0,52) о успешном воздушном бое не приходится и мечтать.
Среди европейских истребителей-бомбардировщиков третьего поколения ближе всего к Су-17 стоит англо-французский SEPECAT - "Ягуар" - относительно простой и недорогой ударный самолет. Разработка этой машины, предназначенной для использования в качестве легкого дневного истребителя-бомбардировщика и учебно-тренировочного самолета, началась в 1966 г. совместно Англией и Францией, образовавшим международный консорциум SEPECAT. Предполагалось, что самолет составит конкуренцию американскому истребителю-бомбардировщику Нортроп F-5, специально созданному для поставок на экспорт.
Полет первого опытного самолета "Ягуар" состоялся в 1968 г. (на год позже, чем Су-17), в 1971 г. началось серийное производство самолета, продолжавшееся в Европе до 1973 г. (а в Индии по лицензии оно ведется и до настоящего времени).
"Ягуар", оснащенный в отличие от Су и "Корсара", двумя двигателями, несколько легче этих машин (максимальная взлетная масса 15700 кг) и несет примерно одинаковую с Су-17М4 боевую нагрузку (4800 кг).
По летным характеристикам он несколько уступает самолету ОКБ Сухого (максимальная скорость на большой высоте 1700 км/час, у земли - 1290 км/час, практическая (без ПТБ) дальность полета на большой высоте 1700 км, у земли - 840 км). Об орудование "Ягуаров" последних модификаций так же включает БЦВМ, ИНС и лазерный дальномер, в состав вооружения входят две 30-мм пушки "Дефа" (на самолетах французского производства) или "Аден", УР "Мартелл", а так же AL-30L класса воздух-поверхность, противокорабельные ракеты "Си Игл", "Гарпун", "Экзосет" или "Корморан", две ракеты ближнего боя класса воздух-воздух "Мажик" или "Сайдуиндер". Число узлов подвески - семь.
Истребитель-бомбардировщик "Ягуар"
F4M "FV"S - проект истребителя -бомбардировщика
Так же как Су-17 и "Корсар"2, "Ягуар" успел на своем веку неплохо повоевать: в составе ВВС Франции самолет был с большим успехом использован в боях против Ирака в районе Персидского залива в 1992г., а так же в боевых действиях в Чаде против ливийцев в 1980-х годах. Применяясь против малоразмерных целей на поле боя, "Ягуар", как Су-17 и "Корсар"2, продемонстрировал высокую боевую эффективность и живучесть.
Давая оценку самолету Су-17, нельзя не отметить, что лишь в ОКБ Сухого удалось создать на базе планера самолета с обычным крылом модификацию, имеющую крыло с изменяемой геометрией (Ту-22М не в счет: это фактически полностью новый самолет, сохранивший от своего "предшественника" лишь название). Подобные попытки предпринимались и в США. Так, в середине 1960-х годов фирма Макдоннелл-Дуглас вела работы над модификацией "Фантома", известной, как F-4J (FV)S и оснащенной крылом изменяемой стреловидности. Ставилась цель улучшить взлетно-посадочные характеристики F-4, а так же повысить потенциал этого самолета при выполнении ударных операций (за счет способности нести увеличенную боевую нагрузку, а так же лучших характеристик на малых высотах). На "Фантоме" предполагалось установить полностью новое крыло с углами стреловидности, меняющимися в пределах 19-70 град. Однако американским конструкторам так и не удалось удержать "под контролем" вес планера: расчетная взлетная масса самолета достигала 24800 кг, а посадочная - 20500 кг, что повлекло за собой и снижение ЛТХ. ВМС США вынуждены были отказаться от проекта этого самолета, после чего, в 1977 г., была предпринята попытка предложить его Великобритании в качестве альтернативы разрабатывавшемуся тогда англо-французскому истребителю-бомбардировщику с изменяемой геометрией ("английская" машина с ТРДДФ Роллс-Ройс RB-168-27R получила обозначение F-4M(FV)S). Однако и здесь фирму Макдоннелл-Дуглас постигла неудача.
Как известно, хорошие самолеты обязательно красивы. И в этом смысле Су-17 оказался вне конкуренции. Его эволюция являла собой пример не только последовательного совершенствования конструкции, но и постоянного облагораживания облика машины, достигшей почти полного эстетического совершенства на Су-17М4.
Су-17 ранних серий ВВС СССР(1975 г.)
Истребитель-бомбардировщик Су-17М Авиации Тихоокеанского флота СССР (1976 г.)
Учебно-тренировочный самолет Су-17УМ-3 ВВС СССР Забайкальский В. О. (1985 г.)
16-й разведывательный авиаполк ВВС СССР (Афганистан, 1988 г.)
Илья Качоровский
| |
| Су-17 | Су-17М | Су-17М2 | Су-17М4 | ||
|---|---|---|---|---|---|
| Обозначение НАТО | Flitter-C | ||||
| Экипаж | |3 1 человек | ||||
| Год принятия на вооружение | 1970 | 1973 | 1976 | 1981 | |
| Геометрия | |||||
| Су-17 | Су-17М | Су-17М2 | Су-17М4 | ||
| Размах крыла, м | при мин. стреловидности | 13.7 | 13.68 | ||
| при макс. стреловидности | 10.03 | 10.025 | |||
| Длина самолета, м | 18.9 | 19.02 | |||
| Высота самолета, м | 4.97 | 5.129 | |||
| Площадь крыла, м 2 | при мин. стреловидности | 38.5 | 38.49 | ||
| при макс. стреловидности | 34.5 | 34.85 | |||
| Массы, кг | |||||
| Су-17 | Су-17М | Су-17М2 | Су-17М4 | ||
| Пустого | 10090 1 | 10445 | 10640 | ||
| Максимальная взлётная | 16280 | 19500 | |||
| Боевой нагрузки | 3000 2 | 4000 | 4250 | ||
| Топлива | 3630 | 2630л. | |||
| Силовая установка | |||||
| Су-17 | Су-17М | Су-17М2 | Су-17М4 | ||
| Двигатели | АЛ-7Ф1 | 1 ТРД АЛ-21Ф3 | 1 ТРД АЛ-21Ф3 | ||
| Тяга, кгс | форсажная | 9600 | 11200 | 11200 | |
| максимальная | 6800 | 7800 | 7800 | ||
| Лётные данные | |||||
| Су-17 | Су-17М | Су-17М2 | Су-17М4 | ||
| Потолок высоты | 16.5 км | 15200 м | |||
| Максимальная скорость, км/ч | у земли | 1350 | 1350 (1400 3) | ||
| на высоте | 2230 | 1850 | |||
| Дальность полета, км | с боевой нагрузкой и ПТБ на большой высоте | 2300 | 2550 (2300 3) | ||
| с боевой нагрузкой и ПТБ на малой высоте | 1400 | ||||
| с боевой нагрузкой и без ПТБ на малой высоте | 560 | ||||
| Длина разбега, м | 800 | 1050 | |||
| Длина пробега, м | 650 | 950 | |||
| Максимальная эксплуатационная перегрузка | 7 | ||||
2. в начале серийного производства было 2500 кг
3. по другим данным.
История
Су-17 - редкий пример в истории военного авиастроения, когда на базе истребителя второго поколения, созданного в середине 50-х годов, удалось создать удачный боевой самолет нового поколения, сохранившийся на вооружении до конца 90-х годов.
Разработка проекта глубокой модернизации истребителя-бомбардировщика |Су-7Б|, заключающейся в первую очередь в применении крыла изменяемой стреловидности, что должно было значительно улучшить взлетно-посадочные характеристики, началась в 1964 году в ОКБ, руководимым Генеральным конструктором П.О.Сухим. Ведущий конструктор – Н.Зырин. 2 августа 1966 года модернизированный самолет Су-7ИК (С-22И), переоборудованный из Су-7Б (по другим данным - Су-7БМ), совершил первый полет (летчик-испытатель - В.С.Ильюшин). Для упрощения конструкции и быстрейшего запуска в серийное производство, поворотными выполнили только концевые части крыльев (подвижная часть крыла была установлена примерно на половине каждой консоли). В результате проведенные доработки (в сравнении с Су-7) не привели к существенному изменению технологии производства. В 1967г. опытный экземпляр нового самолета, под обозначением Су-7ИГ, был показан публике на воздушном параде «Домодедово». В 1970 году новая машина, получившая название Су-17, была принята на вооружение. Серийное производство истребителей-бомбардировщиков развернули на заводе в Комсомольске-на-Амуре, где раньше строили самолеты Су-7Б. В том же году первые 10 самолетов поступили в Центр боевого применения и переучивания ВВС в Липецке. Самолёты начали поступать в части ВВС СССР с 1972 г., а позднее – и авиации ВМС. Использовались вплоть до распада Советского Союза, после чего оказались в составе вооружённых сил Беларуси, России, Узбекистана, Украины. По некоторым данным, несколько машин было приобретено Арменией. В настоящее время в странах СНГ Су-17 либо сняты с вооружения, либо находятся в процессе снятия. Разведчики Су-17М4Р применялись и в 1995 г. Новая модификация, Су-17М (С-32М), была оснащена двигателем АЛ-21Ф3, имеющим увеличенную тягу, меньшие массу и габариты, чем АЛ-7. Кроме того, истребитель-бомбардировщик получил топливные баки увеличенной емкости. Был создан экспортный вариант самолета - Су-20. Истребитель-бомбардировщик Су-17М2 (С-32М2) имеет фюзеляж с удлиненной на 200 мм носовой частью. В конусе воздухозаборника установлен лазерный дальномер-целеуказатель "Клен", а в обтекателе под воздухозаборником - доплеровский измеритель скорости и сноса ДИСС-7. Для поставок на экспорт был создан истребитель-бомбардировщик Су-22 с двигателем Р-29БС-300, унифицированным с двигателем наиболее массового советского серийного самолета 70-х годов - МиГ-23. Су-17М3 (С-52) оснастили новым прицельным комплексом. Запас топлива во внутренних баках возрос на 260 кг. Су-17М4 (С-54) - последняя серийная модификация Су-17 с усовершенствованным БРЭО и нерегулируемым воздухозаборником. В отличие от самолетов прежних модификаций перед этой машиной не ставилась задача ведения воздушного боя: фактически из истребителя-бомбардировщика он превратился в легкий бомбардировщик. В первых модификациях Су-17 предназначался для поражения наземных, надводных и воздушных целей, а также ведения тактической воздушной разведки (разведывательное оборудование размещалось в контейнерах под крылом). Начиная с модификации Су-17М4 снижение требований к скоростным характеристикам истребителей-бомбардировщиков, предназначенных преимущественно для действий на малых высотах с околозвуковой скоростью, позволило отказаться от регулируемого воздухозаборника. В результате проведенной модернизации максимальная скорость снизилась с 2300 км/ч у Су-17М3 до 1850 км/ч у Су-17М4. Положительной стороной модернизации явилось существенное облегчение и упрощение конструкции планера. Самолеты Су-20 в составе сирийских ВВС использовались в 1973 году в боевых действиях против Израиля, а Су-22 - в ходе боев в долине р. Бекаа (Ливан) летом 1982 года. В период войны в Афганистане истребители-бомбардировщики Су-17М3 и Су-17М4 применялись в составе советских и афганских ВВС. Производство самолетов типа Су-17 было прекращено в 1990 году; за двадцать лет заводом в Комсомольске-на-Амуре выпущено около 1200 истребителей-бомбардировщиков всех модификаций. К началу 1999 года истребители-бомбардировщики этого типа продолжали нести боевую службу в составе российской морской авиации. Су-20 и Су-22 различных модификаций поставлялись в Алжир, Анголу, Афганистан, Болгарию, Вьетнам, Германию, Египет, Ирак, Ливию, Перу, Польшу, Сирию, Чехословакию (после распада оказались в ВВС как Чехии, так и Словакии). В ряде этих стран самолёты уже сняты с вооружения, во многих ещё эксплуатируются. В конце 90-х годов ОКБ Сухого разработало варианты модернизации самолетов типа Су-17/20/22, предусматривающие установку новой авионики (в частности, многофункциональных кабинных индикаторов) и современного высокоточного вооружения. Это должно значительно расширить боевые возможности истребителей-бомбардировщиков, приблизив их к возможностям значительно более современных зарубежных ударных самолетов.
Модификации
- Су-17 – первый серийный вариант; до 1972 г. выпущено несколько десятков.
- Су-17М – модификация с ТРДФ АЛ-21Ф3, увеличенным запасом топлива, более совершенным БРЭО, расширенной номенклатурой вооружения и некоторыми другими изменениями; выпускался с 1972 г.;
- Су-17М2 – вариант с удлинённой на 200 мм носовой частью фюзеляжа, новым БРЭО и расширенной гаммой управляемого вооружения; совершил первый вылет в начале 1974 г., серийное производство велось в 1975-79 гг.;
- Су-17М3 – дальнейшее развитие М2; установлено новое прицельное оборудование, увеличен запас топлива; выпускался с 1976 г.;
- Су-17М4 – вариант с новым БРЭО, нерегулируемым воздухозаборником и некоторыми конструктивными изменениями в фюзеляже; прототип появился в 1980 г., серийное производство велось в 1981-90 гг.;
- Су-17М4Р – разведывательный вариант;
- Су-17УМ – двухместный учебно-боевой самолёт, оснащённый БРЭО, применявшемся на Су-17М2; прототип появился в 1975 г., серийный выпуск осуществлялся в 1976-78 гг.; конструкция самолёта послужила основой для создания Су-17М3;
- Су-17УМ3 – двухместный учебно-боевой самолёт, оснащённый БРЭО, применявшемся на Су-17М3; выпускался с 1978 г.;
- Су-20 – экспортный вариант Су-17М с упрощённым БРЭО и сокращённой номенклатурой вооружения; выпущен в 1972 г., построена малая серия;
- Су-22 – экспортный вариант Су-17М2, оснащённый ТРДФ Р-29БС-300, который позднее устанавливался на самолётах других экспортных модификаций; выпускался с 1976 г.;
- Су-22М – экспортный вариант Су-17М3; выпущен в 1977 г.;
- Су-22М3 – экспортный вариант Су-17М3 с более совершенным, по сравнению с с Су-22, БРЭО; выпускался с 1982 г.;
- Су-22М4 – экспортный вариант Су-17М4; двигатель АЛ-21Ф3; выпускался с 1984 г.;
- Су-22У - экспортный.
- Су-22УМ – экспортный вариант Су-17УМ; выпускался с 1976 г.;
- Су-22УМ3 – экспортный вариант Су-17УМ3; выпуск осуществлялся с 1982 г.;
- Су-22УМ3К – учебно-боевой вариант Су-22М4, также предназначался для поставок на экспорт; выпускался с 1983 г.
Особенности конструкции
Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме как одноместный однодвигательный цельнометаллический свободнонесущий среднеплан с крылом изменяемой геометрии и цельноповоротным горизонтальным оперением. Планер изготовлен в основном из алюминиевых сплавов. Крыло состоит из неподвижной части и подвижных консолей, способных изменять угол стреловидности в пределах 30-63 град. Поворот консолей обеспечивается посредством двух гидромоторов, которые приводятся в действие двумя независимыми гидросистемами. Неподвижная СЧК имеет фиксированный угол стреловидности по передней кромке 63°. Специальная система синхронизации обеспечивает симметричную перекладку консолей. Средства механизации крыла включают закрылки на центроплане и консолях и предкрылки по передней кромке консолей. Лётчик размещается в отапливаемой и вентилируемой гермокабине , закрываемой фонарём, крышка которого откидывается вверх-назад при помощи сервопривода. На фонаре кабины расположен перископ для обзора задней полусферы. На модификациях до Су-17М2 включительно применены катапультные кресла КС-4С-32 , на последующих – К-36ДМ класса 0-0. Самолет оснащен трехстоечным убираемым шасси с одинарными баллонами на колесах. Применение пневматики низкого давления позволило эксплуатировать самолет с аэродромов, имеющих травяное покрытие. Самолет для уменьшения длины пробега снабжен тормозным парашютом. Самолет имеет частичное бронирование и другие средства повышения боевой живучести.Силовая установка
Су-17 оснащался ТРДФ |АЛ-7Ф1| (1х9600 кгс). На Су-17М, -17М2, -17М3, -17М4, -20 и -22М4 устанавливается ТРДФ |АЛ-21Ф3| (1х11200 кгс), на Су-22, -22М, -22М2 и -22М3 - ТРДФ |Р-29БС-300| (1х11200 кгс).Бортовое оборудование и системы
Наиболее современные самолеты, типа Су-17, - истребители-бомбардировщики Су-17М4 и -22М - оснащены прицельно-навигационным комплексом ПрНК-54 , в состав которого входит ЦВМ. Для решения разведывательных задач самолет может комплектоваться контейнером комплексной разведки ККР, в котором размещаются АФА плановой, панорамной и перспективной съемки, РЛС БО, ИК система, а также осветительные патроны для фотографирования в ночных условиях. Су-17 и Су-17М оснащались бомбоприцелом ПБК-2 и стрелковым АСП-5НД-7 . На Су-17М2 вместо последнего был установлен более совершенный АСП-17 . Установленный на Су-17М3 прицельно-навигационный комплекс КН-23, включающий в себя лазерный дальномер «Клён-ПС», стрелково-бомбардировочный прицел АСП-17БЦ-8 и радиовысотомер РВ-5, позволяет выполнять полет со сверхзвуковой скоростью на малых высотах в автоматическом режиме. Для наведения УР |Х-23М| применялась аппаратура управления "Дельта" , размещённая в подвесном контейнере. Для наведения |Х-25МЛ| и |Х-29Л| использована лазерная станция "Прожектор" , также размещённая в подвесном контейнере. На Су-17М2, помимо данной станции, установлен лазерный дальномер-целеуказатель "Фон-1400" . На Су-17М3 вместо него установлен более совершенный "Клён-54" , прицел АСП-17 , индикатор прямой видимости, станция предупреждения о радиолокационном излучении "Сирена-3" и др. БРЭО. Также установлены отстреливатели ловушек и диполей КДС-23 и АСо-2В . Некоторые самолёты для контроля результатов бомбометания имеют камеру АФА-39 .Вооружение
Боевая нагрузка общей массой до 4000 кг подвешивается на 6 пилонов: 2 фюзеляжных и 4 подкрыльевых. Первые серийные Су-17 не несли управляемого оружия класса "воздух-поверхность". На последующих модификациях этот недостаток был устранён, и на 2 внутренних подкрыльевых пилона подвешиваются УР либо КАБ различных типов. Су-17М поначалу брали |Х-23М| и противорадиолокационные |Х-28| . Позднее номенклатура была расширена возможностью подвески |Х-25| и |Х-29Л| . Су-17М2 также несли все вышеупомянутые системы. Данная модификация первой в семействе Су-17 получила на вооружение УР |Р-60| . На Су-17М3 количество подфюзеляжных пилонов увеличено до 8. Су-17М4 и Су-22М имеют десять узлов внешней подвески (4 подфюзеляжных и 6 подкрыльевых. При этом 2 центральных подкрыльевых пилона предназначены исключительно для подвески УР класса "воздух-воздух" |Р-60| ), на которых может размещаться боевая нагрузка общей массой до 4250 кг, в том числе УР класса "воздух - земля" с телевизионным или лазерным наведением типа |Х-25М| и |Х-29| , противорадиолокационные ракеты типа |Х-28| и |Х-58| , бомбы, контейнеры малогабаритных грузов, подвесные пушечные установки, НАР и другое вооружение. Су-17М4 способны нести наиболее разнообразную гамму управляемого вооружения: бомбы |КАБ-500Л| ; корректируемые ракеты |С-25Л| ; УР типов |Х-25МЛ| /|Х-25МР| , |Х-27| , |Х-29Л| /|Х-29Т| ; противорадиолокационные УР |Х-25МП| , |Х-27| , |Х-58| . Все модификации берут в блоках НУРС типов |С-5| , |С-8| либо |С-13| , а также одиночные НУРС |С-24| и |С-25| . Среди других типов подвесного вооружения числятся свободнопадающие авиабомбы калибров от 100 до 500 кг; бомбокассеты |РБК-250| и |РБК-500| , пушечные контейнеры |КМГУ| ; зажигательные баки. Под СЧК также оборудуются 2 1156-л или 830-л ПТБ. В корневой части крыла (по другим данным - в центроплане) размещены две пушки |HP-30| (30-мм) с боезапасом 80 выстрелов на ствол. Для поражения наземных РЛС на истребителе-бомбардировщике может подвешиваться контейнер с системой "Вьюга" , обеспечивающей целеуказание для противорадиолокационных ракет |Х-28| и |Х-58| .Характеристики
ГАБАРИТЫ. Размах крыла 10,03/13,70 м; длина самолета 18,9 м (Су-17М4 - 19,03 м); высота самолета 4,97 м, площадь крыла 34,5/38,5 м2.МАССЫ И НАГРУЗКИ, кг: максимальная взлетная 16280 (Су-17М4 - 19500), нормальная взлетная (с 1000 кг бомб) 14280 (Су-17М4 - 16400), топлива во внутренних баках 2800 (Су-17М4 - 3630), топлива в ПТБ 2860.ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ. Максимальная скорость у земли 1350 км/ч; максимальная скорость на большой высоте 2230 км/ч (Су-17М4 - 1850 км/ч); максимальная дальность полета с боевой нагрузкой и подвесными баками на большой высоте 2300 км; максимальная дальность полета с боевой нагрузкой и подвесными баками на малой высоте 1400 км; максимальная дальность полета с боевой нагрузкой без подвесных баков на малой высоте 560 км; длина разбега 800 м (Су-17М4 - 1050 м); длина пробега 650 м (Су-17М4 - 950 м); максимальная эксплуатационная перегрузка 7.Боевое применение
Боевое крещение Су-17 получили в октябре 1973 г. в составе Сирийских ВВС: 15 Су-20 совершили 98 вылетов против израильских военных и промышленных объектов, в т.ч. наносили удары по НПЗ в Хайфе. Потеряно 8 машин, в воздушных боях сбит самолёт противника. Также сирийцы применяли Су-20/22 в ходе боёв в июне 1982 г. на юге Ливана. Потери составили около 10 самолётов. Советские Су-17 различных модификаций использовались в ходе афганской войны для нанесения ударов по отрядам моджахедов, караванам, элементам инфраструктуры и т.д. Подобное применение имели и самолёты афганских правительственных ВВС, но были случаи бомбардировок территории СССР и Пакистана по причине навигационных ошибок. После победы моджахедов начался новый виток гражданской войны, и Су-20 были растащены по враждующим фракциям и вновь были задействованы в боевых действиях между недавними союзниками. Самолёты ВВС Анголы с первой половины 80-х гг. применялись в боевых действиях против отрядов организации УНИТА и южноафриканских войск. Египетские самолёты участвовали в кратковременном конфликте с Ливией в июле 1977 г. Было потеряно от 2 до 6 машин. Ливийские Су-22 применялись в 1982-1987 гг. в ходе боевых действий в Чаде и Судане, а также “отметились” в ряде инцидентов над Средиземным морем с участием, с другой стороны, американских самолётов. Потери составили около 5 машин. Иракские истребители-бомбардировщики активно участвовали в боевых действиях ирано-иракской войны, а также при поддержке своих войск во время их вторжения в Кувейт. В ходе боевых действий в январе-марте 1991 г. американскими истребителями было сбито 2 Су-22. В этот же период отмечено применение иракскими ВВС самолётов данного типа против восставших шиитов на юге и курдов на севере страны. Последними на земле уничтожено 2 машины. Южнойеменские Су приняли участие в боях гражданской войны, вспыхнувшей в этой стране в январе 1986 г. После образования единого Йемена здесь в 1995 г. вновь произошла очередная война, на сей раз между Севером и Югом. Южане вновь использовали свои Су-20. Перуанские Су-20 участвовали в ряде конфликтов и вооружённых инцидентов на границе с соседним Эквадором, в ходе которых было потеряно около 3 машин. Также самолёты привлекались к действиям против наркомафии. В 1994-95 гг. российские Су-17 применялись в чеченской войне. Отмечалось также участие армянских Су-17 в боях карабахского конфликта, при этом противником был сбит 1 самолёт.Фотографии и схемы
Источники
- В.Ильин. Истребитель-бомбардировщик Су-17. "Вестник авиации и космонавтики", 1999г, № 3
- Энциклопедия вооружений Кирилла и Мефодия.
- «Акелла». Энциклопедия вооружений: Самолёты, Корабли, Танки.
Советский истребитель-бомбардировщик, созданный в первой половине 1960-х годов.
Первый советский самолёт с крылом изменяемой геометрии. Три десятилетия состоял на вооружении ВВС СССР и России, широко экспортировался, применялся в ряде вооружённых конфликтов.
История создания
В начале 1960-х годов перед ОКБ П. О. Сухого была поставлена задача глубокой модернизации недавно поступившего на вооружение истребителя-бомбардировщика Су-7. Модернизация была направлена на улучшение бортового радиоэлектронного оборудования, а также взлётно-посадочных характеристик самолёта. Было использовано набиравшее популярность в то время техническое решение - крыло изменяемой геометрии. Главным конструктором по новой машине был Николай Григорьевич Зырин.
Первый прототип будущего самолёта имел обозначение Су-7ИГ (внутреннее обозначение в ОКБ - С-22И) и представлял собой серийный Су-7БМ с новым крылом и несколько изменённой конструкцией фюзеляжа. Первый испытательный полёт он совершил 2 августа 1966 года (лётчик-испытатель В. Ильюшин). В июле 1967 года самолёт был впервые показан общественности на воздушном параде в Домодедово. Испытания выявили улучшение взлётно-посадочных характеристик, а так же увеличение дальности и продолжительности полёта. В ноябре 1967 года вышло совместное Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о запуске серийного производства самолёта в 1969 году. В конструкцию был внесён целый ряд изменений. Предсерийный самолёт получил обозначение С-32.
Серийный выпуск Су-17 стартовал на авиационном заводе имени Ю. А. Гагарина в Комсомольске-на-Амуре в 1969 году. Первой строевой частью, укомплектованной новыми самолётами, стал 523-й авиационный полк истребителей-бомбардировщиков Дальневосточного военного округа в октябре 1970 года. Производство Су-17 продолжалось вплоть до 1990 года, всего построено 2867 самолётов всех модификаций. Последней строевой частью в ВВС России, эксплуатировавшей Су-17М4 до января 1998 года, была 43-я ОМШАЭ Черноморского Флота, базирующаяся на аэродроме Гвардейское в Крыму.
Модификации
Базовые варианты
Су-17 (изделие "С32", Fitter-B по классификации НАТО) - первый серийный вариант.
Су-17М (изделие "С32М"Fitter-C) - первый вариант, выпускавшийся в большом количестве. Оснащён новым двигателем АЛ-21Ф-3, имел увеличенный запас топлива, улучшенное БРЭО. Первый испытательный полёт - 28 декабря 1971 года.
Су-17М2 (изделие "С32М2" (С42), Fitter-D) - имел несколько удлинённую носовую часть фюзеляжа, предоставлявшую пилоту улучшенные обзор, новое БРЭО и более широкий спектр управляемого вооружения. Первый полёт состоялся - 20 декабря 1973 года.
Су-17УМ (изделие "С52У", Fitter-E) - первый двухместный учебно-боевой вариант. Первый полёт состоялся - 15 августа 1975 года.
Су-17М3 (изделие "С52", Fitter-H) - сконструирован на базе учебно-тренировочного варианта Су-17УМ. На месте кабины инструктора размещён отсек БРЭО и дополнительный топливный бак. Оснащён новым прицельно-пилотажным оборудованием и двумя дополнительными точками подвески для ракет класса «воздух-воздух». Первый полёт произошёл- 30 июня 1976 года. На 1985 год самолёты обладали высшей наработкой на отказ в 145 часов.
Су-17УМ3 (изделие "С52УМ3", Fitter-G) - двухместный учебно-боевой вариант, оборудование которого унифицировано с Су-17М3. Это была единственная модификация Су-17, способная развивать скорость в два раза выше скорости звука. Первый полёт состоялся- 21 сентября 1978 года.
Су-17М4 (изделие "С54", Fitter-K) - последний серийный вариант. Значительно изменён состав БРЭО, воздухозаборник сделан нерегулируемым, в основании киля установлен характерный дополнительный воздухозаборник. Первый полёт - 19 июня 1980 года.
Экспортные варианты
Су-17К - экспортный вариант первой серийной модификации. Поставлялся только в Египет.
Су-20 (изделие С32МК) - экспортный Су-17М. Оборудован упрощённым БРЭО и меньшей номенклатурой вооружения. Первый полёт - 15 декабря 1972 года.
Су-22 (изделие С32М2К, Fitter-F) - экспортный Су-17М2 с двигателем Р-29БС-300. Эта модификация (Су-17М2Д) имела унифицированный с МиГ-23 двигатель.
Су-22У (изделие С52УК) - экспортный Су-17УМ с двигателем Р-29БС-300. Первый полёт состоялся- 22 декабря 1976 года.
Су-22М (изделие С52К, Fitter-J) - экспортный Су-17М3 с двигателем Р-29БС-300 и упрощённым БРЭО, соответствующем варианту Су-17М2. Первый полёт произошёл- 24 мая 1977 года.
Су-22УМ3 (изделие С52УМ3К) - экспортный Су-17УМ3 с двигателем Р-29БС-300. Позднее поставлялся за рубеж с двигателем АЛ-21Ф-3 под обозначением Су-22УМ3К.
Су-22М3 (изделие С52М3К) - экспортный Су-17М3 с оригинальным БРЭО.
Су-22М4 (изделие С54К) - экспортный Су-17М4.
Боевое применение
Хотя Су-17 имел возможность ведения воздушного боя против западных самолётов третьего поколения, он, как и его предшественник Су-7, практически никогда не использовался в качестве истребителя.
«Боевое крещение» Су-17 состоялось довольно рано - в 1973 году. В составе ВВС Сирии к моменту начала Октябрьской арабо-израильской войны имелись 15 новейших Су-20, использовавшихся наравне с Су-7. Сирийские самолёты понесли в этой войне тяжёлые потери - было сбито 8 Су-20, то есть половина имевшихся на вооружении самолётов. Египет также использовал Су-20. Потери у египтян составили 4 самолёта.
Второй раз сирийские Су-17 (теперь в модификации Су-22М) использовались в боевых действиях в июне 1982 года во время вторжения Израиля в Ливан. Обстоятельства их применения достаточно противоречивы; известно, что они выполнили всего один групповой боевой вылет (10 самолётов), причём потери оказались весьма катастрофическими (7 самолётов). Согласно информации В. Марковского, этот вылет был совершён 11 июня с целью уничтожения израильского командного пункта; несмотря на большие потери, авиаудар был успешным, в результате него погиб израильский генерал Иегуда Адам. Эта информация, однако, противоречит официальным данным о гибели командующего Западным направлением генерала Иекутиэля (не Иегуды) Адама, согласно которым он был убит 9 июня во время столкновения с палестинскими боевиками возле Дамура.
Су-17 был единственным советским боевым самолётом, участвовавшим в Афганской войне 1979-1989 годов от начала и до конца. Основными модификациями были истребитель-бомбардировщик Су-17М3 и разведчик Су-17М3Р. В первый год войны использовались ранние Су-17 и Су-17М, а в 1988 году в Афганистане появились Су-17М4. Самолёты использовались очень широко, хотя во второй половине войны были несколько потеснены штурмовиками Су-25. Потери, поначалу очень небольшие, но после появления у моджахедов переносных зенитно-ракетных комплексов «Стингер» они заметно выросли. Точное число потерянных в Афганистане Су-17 неизвестно, но предполагается, что их было не менее 30 самолётов, то есть около четверти от общих потерь ВВС СССР. Кроме того, Су-17 в экспортных модификациях был одним из двух главных боевых самолётов ВВС Афганистана (наряду с МиГ-21). 19 марта 1986 года несколько волн афганских Су-22 уничтожили пакистанские посты на границе. В районе афгано-пакистанской границы пакистанскими истребителями F-16 были уничтожены 7 афганских Су-22. Есть информация, что в августе 1987 года во время попытки атаковать афганскую президентскую резиденцию советские МиГ-29 сбили четыре афганских Су-22. В 1989 году афганский лётчик совершил угон самолёта Су-22 в Пакистан.
После свержения правительства Наджибуллы в 1992 году характер гражданской войны в Афганистане значительно поменялся. В условиях фактического отсутствия централизованной власти самолёты национальных ВВС приходили в негодность и запустение из-за нехватки запчастей и очень низкого уровня техобслуживания. Однако занявшее Кабул в 1996 году движение Талибан всё же получило некоторое число боеспособных самолётов, включая Су-22. Они применялись для бомбардировок позиций Северного Альянса вплоть до 2001 года. В ходе воздушных боёв между авиацией противоборствующих сторон Су-20/22 сбили не менее одного МиГ-21 при потере пяти самолётов. Все самолёты были уничтожены на аэродромах американской авиацией в ходе операции «Enduring Freedom».
Иракские Су-20 и Су-22 использовались в войне против Ирана (1980-1988). По некоторым данным, 2 октября 1980 года иракский Су-20 сбил иранский истребитель F-4 (по другой версии, уничтоженный F-4 стал жертвой огня ПВО). Однако собственные потери в воздушных боях были немалыми; например, только за один день 19 декабря 1980 года жертвами иранских «Фантомов» стали три самолёта Су-20. Зафиксирован один случай, когда Су-20 был уничтожен иранским боевым вертолётом AH-1 «Кобра». Всего за время конфликта в воздушных боях иранцами было сбито примерно 34 иракских Су-20/22, а общие потери Су-20/22 составляют не менее 64 единиц. «Сухие» в войну являлись основным иракским ударным самолётом и применялись в наиболее насыщеных средствами ПВО районах. По другим данным, к концу войны боеспозобными оставалось менее половины из 160 полученных Ираком Су-20/22. По иронии судьбы, 44 иракских самолёта этого типа были перегнаны в Иран во время войны в Персидском заливе (1991) для сохранения от налётов американской авиации; после окончания войны Иран не вернул эти самолёты их законному обладателю. Американские истребители F-15 сбили четыре «Сухих» во время перелёта и ещё два - в марте 1991 года после окончания боевых действий, когда ВВС Ирака принимали участие в подавлении шиитского восстания на юге страны.
ВВС Анголы применяли Су-22 против партизан УНИТА в ходе гражданской войны в стране. Два перуанских Су-22М были уничтожены во время короткой пограничной войны с Эквадором в 1995 году. Ливийские «Сухие» громили позиции проправительственных сил во время гражданской войны в Чаде в 1980-е годы. 19 августа 1981 года два ливийских Су-22 были подбиты американскими перехватчиками F-14 во время облёта кораблей 6-го флота США. ВВС Ливии применяли свои Су-22 для нанесения авиаударов по позициям революционеров в начале гражданской войны в Ливии (февраль 2011). Экипаж одного из самолётов отказался бомбить демонстрантов в Бенгази и катапультировался, чтобы не выполнять поставленную боевую задачу, а неуправляемый самолёт разбился. Известно, что самолёты из состава ВВС Йемена совершали боевые вылеты в ходе гражданской войны 1994 года; также отмечены вылеты и потери в 2009 году во время конфликта с шиитскими боевиками.
24 апреля 1992 года перуанский Су-22 перехватил американский C-130, нарушивший воздушное пространство. Перуанский пилот дал очередь из пушки, одного из американских пилотов сдуло ветром из пробитой кабины. Тяжело повреждённый американский самолёт был вынужден совершить посадку.
Сирийские Су-22 применяются в гражданской войне для нанесения ударов по укреплениям антиправительственных повстанцев. По состоянию на весну 2014 года уничтожено как минимум 5 самолётов этого типа.
19 февраля 2013 года самолёт Су-22 ВВС Йемена рухнул на жилой дом в столице Йемена. Пилот смог катапультироваться, но позже всё же скончался. В результате катастрофы погибло 15 человек. Сообщалось, что самолёт выполнял учебный полет.
Характеристики
| Размах крыла, м.. При стреловидности 30 градусов | 13,68 | 13,68 | 13,68 | 13,68 | 13,68 |
| Размах крыла, м.. При стреловидности 63 градуса | 10,025 | 10,025 | 10,025 | 10,025 | 10,025 |
| Площадь крыла, кв. м.. При стреловидности 30 градусов | 38,49 | 38,49 | 38,49 | 38,49 | 38,49 |
| Площадь крыла, кв.м.. При стреловидности 63 градуса | 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 (один из критериев подобия в механике жидкости и газа. Представляет собой отношение скорости течения в данной точке газового потока к местной скорости распространения звука в движущейся среде - назван по имени австрийского учёного Эрнста 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 |
Характеристики варианта Су-22М4
Экипаж: 1 человек
-Длина: 19,02 м
-Размах крыла: 10,02/13,68 м
-Высота: 5,12 м
-Площадь крыла: 34,5/38,5 кв.м
-Масса пустого: 12 160 кг
-Нормальная взлётная масса: 16 400 кг
-Максимальная взлётная масса: 19 430 кг
-Масса топлива: 3770 кг
-Двигатель: Люлька АЛ-21Ф-3 (1х7800/11200 кгс)
-Максимальная скорость у земли: 1400 км/ч
-Максимальное число Маха без подвесок: 1,7
-Скороподъёмность: 230 м/с
-Практический потолок: 14 200 м
-Максимальная дальность полёта у земли: 1380 км
-Максимальная дальность полёта на высоте: 2300 км
-Ресурс самолёта: 2000 лётных часов или 20 лет
Вооружение:
2 авиапушки НР-30 (по 80 снарядов на ствол)
-2 ракеты «воздух-воздух» К-13, Р-60, Р-73
-подвесные пушечные контейнеры
-свободнопадающие бомбы, кассетные бомбы
-НАР от 57 до 330 мм
-управляемые ракеты «воздух-земля» Х-23, Х-25, Х-29, Х-58
На вооружении
На экспорт до 1991 года было поставлено 1165 самолётов Су-17 и их модификаций в 15 стран мира
Состоит на вооружении
Ангола - 11 Су-22, по состоянию на 2012 год
-Вьетнам - 53 Су-22, по состоянию на 2012 год
-Йемен - небольшое количество, по состоянию на 2012 год
-КНДР - 17 Су-20, по состоянию на 2012 год
-Ливия - 40 Су-20, по состоянию на 2012 год
-Польша - 26 Су-22М4К и 6 Су-22 УМ3К, по состоянию на 2014 год. В 1984-1988 годах было поставлено 90 Су-22М4К и 20 Су-22УМ3К. В 2014 году было принято решение провести капитальный ремонт и модернизировать 18 Су-22. Стоимость работ для каждого самолёта оценивается в 2,6 миллиона долларов. Модернизированные Су-22 останутся на вооружении до 2024-2026 годов.
-Туркмения - 270
-Сирия - 60 Су-20, по состоянию на 2012 год
-Узбекистан - 24 Су-17, по состоянию на 2012 год
Состоял на вооружении
Россия - сняты с вооружения в 1998 году
-Украина - 30 Су-17, по состоянию на 1992 год. Сняты с вооружения в 1990-х гг. По состоянию на 2013 год один Су-17УМ3 (б/н 77, с/н 62918) продолжает использоваться для поддержания лётных навыков лётчиков Запорожского АРЗ.
-Белоруссия
-Азербайджан
-Армения
-Туркмения
-ГДР: Су-22М4
-Чехословакия: Су-22М4. После распада Чехословакии поделены между ВВС Чехии и Словакии. В Чехии полностью сняты с вооружения в 2002 году.
-Алжир: Су-20, Су-22У
-Афганистан: Су-20, Су-22М, Су-22У, Су-22М4
-Болгария: Су-22М4, Су-22У
-Венгрия: Су-22М. Сняты с вооружения в 1997 году.
-Египет: Су-17К, Су-20. Два самолёта были переданы ФРГ в 1985 году.
-Ирак: Су-20, Су-22, Су-22У, Су-22М, Су-22М4
-Иран: Су-20, Су-22. В 1991 году 44 самолёта получено из Ирака.
-Перу: Су-22, Су-22У, Су-22М
Трудовые отношения
Должностная инструкция главного инженера, должностные обязанности главного инженера, образец должностной инструкции главного инженера Должностная инструкция главного инженера рэс
Открытие бизнеса
Где можно и где нельзя работать после туберкулеза Где можно работать после
Форекс
