Опытный фронтовой истребитель Су-17. СССР

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 г. 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.

компоновка Су-17

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 с.г. 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 TP-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 1949-50 годы тематика ОКБ П. О. Сухого была исключена.

14 ноября 1949 годо Совет Министров СССР своим постановлением разрешил Министерству авиа­ционной промышленности:

«…а) 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;

б) 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 кресло на 12-метровой ката­пульт­ной установке с 500-мм 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. Берни­ков, ведущий инженер Р. А. Стасевич, летчик самолета сопровождения МиГ-15 – А. П. Якимов.

Накануне нового 1950 г. 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 проверено.

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, РД-45 и ВК-1 (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. Но 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».

вариант окраски Су-17

10 июня 1950 года постановлением правительства был утвержден план опытного самолетостроения на 1950-51 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°, с двигателем т. Люлька с тягой 4600 кг, с отделяемой кабиной – для отработки двигателя в полете на больших скоростях и проведения летных исследований средств спасения пилота, с проверкой отделяемой кабины в воздухе…».

схемы Су-17

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 пространство;
• 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 но 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 но 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 рельсом 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 устройство.

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 минус 5,5° до плюс 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 – плюс 42°, минус 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 состояло 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 – 120-140 кг/см², в дополнительной – 42-63 кг/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 7 л и давлении 130 кг/см²;
• аварийного торможения основных колес Запас воздуха – в баллоне (шп. 15-16);
• аварийного выпуска шасси и закрылков. Запое 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-литрового баллона с углекислотой, снабженного пирозатвором;
• 6-ти термодатчиков, расположенных вблизи топливных баков;
• кольцевого коллектора подачи СО₂ (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 5-6g и без отделения НЧФ с перегрузкой до 18g.

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-радиостанция 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-1 1; 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.

источник: Владимир ПРОКЛОВ «Истребители Су-15 и Су-17» // Авиация и Космонавтика 12-2005