главная послевоенная авиация истребители
   Су-17 (Первый)
       
Разработчик: ОКБ Сухого
Страна: СССР
Первый полет: 1949
Тип: Фронтовой истребитель
  ЛТХ     Доп. информация
   


План опытного самолетостроения на 1948 год по ОКБ П.О.Сухого 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 37мм.

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 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 1 948 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.

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

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

  1. "...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;

  2. 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.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 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, РД-45 и ВК-1 (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 1950-51 годы, один из пунктов которого требовал от И.О. начальника ЛИИ И.В.Острославского принять для проведения летно-исследовательских работ:

"...истребитель конструкции т.Сухо-го со стреловидным крылом 50╟, 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.МЛюльки, 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%.

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 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 530x230, а на основных -тормозные колеса размером 880x250.

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 0,017мм.

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.ЗЗ);

  • 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.



 ЛТХ:
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 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
Максимальная скороподъемность, м/мин   2273
Практический потолок, м   15000
Экипаж   1
Вооружение:   две 37-мм пушки Н-37 (с боезапасом - 80 снарядов)


 Доп. информация :


 Чертеж "Сухой Су-17 (Первый)"
 Фотографии:

 Су-17
 Су-17
 Приборная доска Су-17

  Схемы:

 Су-17
 Компоновочная схема

  Варианты окраски:

 Су-17

 



 

Список источников:

Авиация и Космонавтика. Владимир Проклов. Истребители Су-15 и Су-17
Полигон. Николай Гордюков. Первые реактивные истребители Сухого
Шавров В.Б. История конструкций самолетов в СССР 1938-1950 гг.
Симаков Б.Л. Самолеты страны Советов. 1917-1970


Уголок неба. 2004  (Страница:     Дата модификации: )



 

  Реклама:

http://dataforum.pro - любые выставочные стенды.


Rambler's Top100 Rambler's Top100