Су-17 (1949)

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
Су-17
Экспериментальный истребитель Су-17 (1949).jpg
Тип Фронтовой истребитель
Разработчик ОКБ Сухого
Производитель Завод №134 (Москва)
Статус Опытный самолет
Единиц произведено 1
Commons-logo.svg  Изображения на Викискладе

Су-17 ("Р")советский экспериментальный истребитель, разработанный в ОКБ Сухого. Проектировался для достижения в установившемся горизонтальном полете скорости, соответствующей числу М=1, и исследования особенностей полета на скоростях, близких и равных звуковой. Кроме того, Су-17 мог служить прототипом серийного фронтового истребителя больших скоростей.

Одна из особенностей конструкции самолета состояла в том, что впервые в мире носовая часть фюзеляжа вместе с герметической кабиной была выполнена отделяемой. Такой принцип, в дальнейшем, был реализован на американских самолетах типа F-111.

История[править | править вики-текст]

Самолет проектировался и строился согласно плану опытного самолетостроения на 1948-1949 гг., утвержденному постановлением Совета Министров СССР от 12 июня 1948 г., с расчетом на применение в двух вариантах: экспериментальном и боевом (с двумя пушками Н-37). В конце декабря 1948 г. Государственная макетная комиссия рассмотрела макет и эскизный проект самолета и в основном одобрила представленные материалы. Высказанные замечания были учтены при дальнейшем проектировании и постройке самолета, которые проводились по точным расчетам и экспериментальным данным.

К лету 1949 г. сборка Су-17 была закончена, машину перевезли на аэродром, где Сергей Николаевич Анохин произвел ряд скоростных рулежек и подлетов. Ведущим инженером по испытаниям был В.П. Балуев.

Авария самолета Су-15 послужила поводом для запрета летных испытаний Су-17. В ноябре 1949 г. было принято решение о расформировании ОКБ П.О. Сухого. Опытный самолет, не совершив ни одного полета, был в 1950 г. передан в ЛИИ для наземных испытаний по отделению носовой части фюзеляжа, после чего испытывался на боевую живучесть под огнем авиационных пушек.

Конструкция[править | править вики-текст]

Самолет представлял собой цельнометаллический среднеплан со стреловидным крылом и одним двигателем ТР-3 конструкции А.М. Люльки, расположенным в фюзеляже за кабиной летчика. Воздух для питания двигателя поступал через носовой воздухозаборник и проходил по двум каналам, между которыми располагалась герметичная кабина летчика. В средней части фюзеляжа они соединялись, образуя перед входом в двигатель один канал круглого сечения.

Фюзеляж — типа монокок сигарообразной формы и круглого сечения — состоял из трех отдельных частей. В носовой части размещалась герметичная кабина вентиляционного типа с наддувом от компрессора двигателя. Носовая часть могла отделяться от самолета в полете в результате действия пороховой катапульты, расположенной под кабиной. Специальное направляющее устройство обеспечивало катапультирование носовой части под углом к оси самолета с относительной скоростью 10-12 м/с, что позволяло осуществить отделение и при пикировании. Стабилизация носовой части после отделения осуществлялась специальным парашютным устройством, включавшим вытяжной и основной ленточный парашюты. Отделившуюся носовую часть летчик мог покинуть при помощи катапультируемого сидения, которое могло использоваться и без отделения кабины. В конструкции катапультируемого сидения предусматривалась возможность изменения перегрузок от 18 при выбросе без отделения кабины до 5 при катапультировании из свободно падающей носовой части фюзеляжа.

Носовая часть крепилась к фюзеляжу при помощи трех специальных замков, один из которых находился на катапультирующем устройстве и два — на наклонном шпангоуте по линии разъема. Стыки каналов воздухозаборников и стык по внешнему контуру носовой и средней частей фюзеляжа были загерметизированы. В средней части располагались два мягких топливных бака. По бортам фюзеляжа перед двигателем размещались в убранном положении основные опоры шасси. По разъему с хвостовой частью располагались передние узлы крепления двигателя. Хвостовая часть фюзеляжа для удобства замены двигателя была выполнена легкосъемной, по бортам ее располагались тормозные щитки, отклонявшиеся на угол до 60°. Здесь находились задняя группа топливных баков, узлы крепления задней опоры двигателя и реактивного сопла, установка тормозного парашюта.

Крыло — однолонжеронное, с двумя вспомогательными стенками в носке и хвостовой части — состояло из двух консолей, крепившихся по бортам к усиленному шпангоуту фюзеляжа. Угол стреловидности консолей по линии четвертей хорд 50°. У корня был применен профиль ЦАГИ-9030, на конце крыла — СР-3-12. Консоли имели угол поперечного V, равный −5°, и угол заклинения, равный +1°30'. Крыло оснащалось элеронами с внутренней компенсацией, посадочными щитками типа "фаулер", расположенными между фюзеляжем и элеронами; левый элерон имел триммер.

Оперение самолета — однокилевое со стабилизатором, поднятым над фюзеляжем. Стабилизатор регулировался на земле в пределах от +1°30' до −1°30'. Для всего оперения был применен симметричный профиль С-11-С-9.

Шасси — трехопорной схемы с передней опорой — монтировалось на средней части фюзеляжа. Система уборки шасси — гидравлическая с агрегатами высокого давления. Переход на систему с высоким давлением поставил задачу проектирования заново почти всех агрегатов гидросистемы. Передняя опора с колесом размером 530*230 мм убиралась назад по полету. Основные опоры с колесами размером 800*225 мм убирались в фюзеляж вперед. Тормоза колес основных опор — пневматические. На основе опыта работы с амортизаторами высокого давления на самолете Су-15 для Су-17 было спроектированно шасси, где такой тип амортизаторов применялся как на передней, так и на основных опорах.

Силовая установка[править | править вики-текст]

Включала турбореактивный двигатель ТР-3 с осевым компрессором, устанавливавшийся по оси фюзеляжа в хвостовой его части. Топливная система состояла из двух групп баков, расположенных в фюзеляже. Первая группа располагалась непосредственно за кабиной летчика, вторая — в кольцевом промежутке между обшивкой фюзеляжа и выхлопной трубой двигателя. В первую группу входили для мягких бака и один металлический бак (№ 3). Во вторую группу — металлические баки. Топливо из второй группы баков перекачивалось в бак № 1 первой группы с помощью электронасоса. Бак № 3 первой группы, расходный, был снабжен отсеком, обеспечивающим работу двигателя при отрицательных перегрузках. Кроме того, под самолет можно было подвесить два дополнительных топливных бака емкостью по 300 л каждый. Равномерность выработки топлива из баков обеих групп обеспечивалась автоматом перекачки, установленном в расходном баке. На самолете имелись противопожарная углекислотная установка и система заполнения топливных баков нейтральным газом от специального баллона.

Вооружение[править | править вики-текст]

Вооружение предусматривавшегося боевого варианта самолета предполагало установку внизу средней части фюзеляжа двух пушек Н-37 калибра 37 мм, оба ствола которых проходили через носовую часть под кабиной лётчика. Снаряды пушек в количестве 80 штук располагались за кабиной в рукавах, которые опоясывали воздушные каналы силовой установки. Аналогичная схема размещения боезапаса в рукавах питания была впоследствии применена на самолетах Су-7 и его многочисленных модификациях.

Оборудование[править | править вики-текст]

Оборудование самолета включало:

  • Связную приемо-передающую УКВ-радиостанцию РСИУ-3
  • Радиополукомпас "РИОН"
  • Ответчик опознования "Барий М"
  • Радиовысотомер малых высот РВ-2 с внутренними антеннами
  • Автоматический стрелковый прицел с радиодальномером
  • Генератор ГС-300
  • Махметр
  • Фотопулемет С-13
  • Кислородное оборудование
  • Аэрофотоаппарат АФА-39 для планового фотографирования и др.

Тактико-технические характеристики[править | править вики-текст]

3D color view of a Sukhoi Su-17

Технические характеристики


Лётные характеристики

Вооружение

  • Стрелково-пушечное: 2х Н-37 (80 снарядов)

См. также[править | править вики-текст]

Примечания[править | править вики-текст]