08-07-2023
| Су-17 | |
|---|---|
| Тип | Фронтовой истребитель |
| Разработчик | ОКБ Сухого |
| Производитель | Завод №134 (Москва) |
| Первый полёт | 1949 год |
| Статус | Опытный самолет |
| Единиц произведено | 1 |
| 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.
Содержание |
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 рад 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.
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.
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 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 самолета включало:
Технические характеристики
Лётные характеристики
Вооружение
| Самолёты ОКБ им. П. О. Сухого (ОАО «Компания „Сухой“») | |
|---|---|
| Истребители | |
| Бомбардировщики/Штурмовики | |
| Разведчики | |
| Учебные и спортивные | |
| Гражданские |
Су-38 • Су-80 • Superjet 100 |
| Проекты |
Су-1/3 • Су-4 (ББ-3) • Су-5 • ШБ (ББ-2) • Су-6 Су-7 (1944) • Су-8 • Су-9 (1946) • Су-10 • Су-11 (1947) • Су-13 • Су-15 (1949) • Су-17 (1949) • С-37 (Су-47) • Т-4 • Т-60 • SSBJ • КР-860 |
Су-17 (1949).
