Су-33

Су-33 (Су-27К)
Описание
Назначение палубный истребитель
Экипаж, чел. 1
Первый полёт 1984
Начало эксплуатации 1991
Производитель ОКБ Сухого, Россия
Размеры
Длина 21,19 м
Размах крыльев 14,70 м
Высота 5,93 м
Площадь крыльев 62,00 м²
Масса
Пустой 16000 кг
Снаряжённый 22500 кг
Макс. взлётная 32000 кг
Силовая установка
Двигатели 2 АЛ-31Ф
Тяга (мощность) 2 x 12500 кгс
Характеристики
Макс. скорость 2300 км/ч
Боевой радиус 1500 км
Дальность полёта 3000 км
Практический потолок 17000 м
Скороподъёмность 19500 м/мин
Вооружение
Пушечное вооружение Встроенная пушечная установка ГШ-30-1 калибра 30 мм, боезапас 150 снарядов
Кол-во точек подвески 12
Масса подвесных элементов до 6500 кг
Подвесные вооружения до 2 УР класса воздух-воздух увеличенной дальности Р-27ЭР и Р-27ЭТ, до 6 УР класса воздух-воздух средней дальности Р-27, РВВ-АЕ, и Р-27Т, до 4 УР малой дальности Р-73 с тепловым ГСН. Противокорабельная УР Москит большой дальности

Су-33 (Су-27К) (Flanker-D по классификации НАТО) — российский палубный истребитель четвёртого поколения. Был принят на вооружение в России в 1991 г. Один из основных самолётов ВВС России, состоит на вооружении в государствах СНГ и других стран.

Разработан в ОКБ Сухого. Главный конструктор Су-33 — Михаил Петрович Симонов

Основное боевое применение — палубный истребитель большого радиуса действия. Был создан на основе истребителя-перехватчика Су-27.

Глубокой модификацией истребителя Су-27 стал корабельный самолёт Су-27К, опытно-конструкторские работы по которому велись на МЗ им. П.О.Сухого параллельно с проектированием "сухопутного" многоцелевого истребителя Су-27М с начала 80-х гг. В это время в СССР приступили к реализации программы создания тяжёлого авианесущего крейсера (ТАВКР) проекта 1143-5, призванного обеспечить противовоздушную оборону корабельных соединений ВМФ в мировом океане.

Наряду с корабельной модификацией истребителя МиГ-29, Су-27К должен был стать первым отечественным боевым самолётом, способным осуществлять взлёт с палубы корабля и посадку на нее обычным способом, то есть с разбегом и пробегом. До этого в составе ВМФ страны не было ни летательных аппаратов подобного типа, ни кораблей, способных их принимать. А на вооружении ВМС ведущих военно-морских держав мира тогда уже находилось более двух десятков авианосцев. США располагали 16 кораблями (в том числе шестью атомными), каждый из которых имел на борту по 70-80 летательных аппаратов - штурмовиков А-6Е и А-7Е, истребителей-штурмовиков F/A-18, истребителей F-14, противолодочных самолётов S-3 и самолётов радиолокационного дозора и наведения Е-2С, взлетавших с палубы при помощи паровых катапульт, а также вертолетов различного назначения.

Содержание

История создания

Состав авиагруппы АК определялся распоряжением правительства, однако в ОКБ П.О.Сухого не без основания считали, что Су-24, имеющий максимальную взлётную массу почти 40 т, слишком тяжёл для базирования на корабле (взлётная масса самолётов, эксплуатировавшихся па американских авианосцах, не превышала 25-30 т). В связи с этим было предложено заменить Су-24 в авиагруппе первого советского АК на многоцелевой корабельный самолёт Су-27К, который мог быть создан на базе проектировавшегося истребителя 4-го поколения Су-27. В результате уже в 1973 г. в ОКБ П.О.Сухого были выполнены предварительные проработки корабельного варианта Су-27 (Т-10), получившего заводской шифр Т-12. Суховцам удалось убедить руководство НПКБ и представителей командования ВМФ в целесообразности замены Су-24К на перспективный Су-27К. В это время впервые были установлены прямые контакты трех авиационных конструкторских бюро (П.О.Сухого, А.И.Микояна и Г.М.Бериева) с предприятиями судостроительной промышленности, подготовлены и согласованы тактико-технические задания на разработку самолётов. В 1978 г. МЗ им. П.О.Сухого подготовил аванпроэкт корабельной модификации Су-27 (тогда ещё в исходном варианте компоновки). Палубный истребитель Су-27К (Т-12), оснащённый двумя двигателями АЛ-31Ф тягой по 12500 кгс, должен был иметь нормальную взлётную массу 22.8 т, увеличивавшуюся при подвеске вооружения до 26.6 т. Максимальный боекомплект самолёта включал две ракеты ближнего боя К-73 и шесть ракет средней дальности К-27Э, а также 150 снарядов встроенной пушечной установки ТКБ-687. С полной заправкой топливных баков, равной 7.68 т, радиус действия Су-27К мог составить 1150-1270 км, а продолжительность патрулирования на удалении 250 км от корабля - не менее 2 ч. По сравнению с "сухопутным" прототипом, Су-27К оснащался складываемым крылом, усиленным шасси, тормозным гаком, изменённым навигационным оборудованием. При его постройке предусматривалась реализация ряда мер по дополнительной антикоррозионной защите конструкции, силовой установки и оборудования. Помимо основного варианта корабельного истребителя (Су-27КИ) па базе проекта Су-27К (Т-12) предлагалось создать также модификации корабельного истребителя-бомбардировщика и корабельного самолёта радиолокационного дозора и наведения с обзорной РЛС в "тарелке" над фюзеляжем. Первым руководителем темы корабельной модификации Су-27 был Б.В.Смирнов.

Учитывая имевшийся задел по палубным модификациям истребителей 4-го поколения, летом 1981 г. было принято предложение МАП и ВВС о проведении испытаний Су-27 и МиГ-29 на наземном комплексе "Нитка" (для этого его предстояло дооборудовать взлётным трамплином), что подтвердило бы возможность укороченного взлёта истребителей 4-го поколения с корабля. Эскизный проект корабельного истребителя Су-27К, получившего заводской шифр Т-10К, был подготовлен и утвержден Главнокомандующими ВВС и ВМФ Советского Союза в феврале 1985 г., и вскоре в опытном производстве МЗ им. П.О. Сухого началась сборка первого, а затем и второго опытного экземпляра нового самолёта. Для этого были использованы агрегаты, поставленные авиационным заводом в Комсомольске-на-Амуре, выпускавшим серийные истребители Су-27. Однако Су-27К имел ряд существенных отличий от "сухопутной" машины. Новые детали изготавливались в производстве МЗ им. П.О. Сухого. Все работы по Су-27К возглавлял Генеральный конструктор М.П. Симонов, руководителем темы в 1984 г. был назначен Константин Христофорович Марбашев (с 1989 г. - главный конструктор корабельной авиации в "ОКБ Сухого"), сменивший С.Б. Смирнова, а его заместителем - Михаил Асланович Погосян, под чьим непосредственным руководством осуществлялся выпуск всей технической документации по корабельному истребителю.

На самолёте Су-27К нашло применение опробованное на Т-1024 переднее горизонтальное оперение, соответственно, были изменены обводы наплыва крыла и доработаны система дистанционного управления и гидросистема самолёта. Изменениям подверглось крыло, консоли которого выполнили складными; односекционный флаперон уступил место двум отдельным органам управления -двухсекционному закрылку (одна секция - на неподвижной части крыла, вторая- на поворотной) и зависающее элерону; увеличилась площадь поворотных носков, которые стали трёхсекционными; под неподвижной частью каждой консоли оборудовали по одному дополнительному узлу для подвески ракет "воздух-воздух". Площадь крыла возросла до 67.8 м . Основные и переднюю опоры шасси истребителя усилили, при этом передняя опора стала телескопической и двухколесной; все опоры оборудовали узлами для швартовки и буксировки корабельными средствами; на передней опоре установили дополнительные посадочные фары и трехцветный сигнализатор, огни которого информировали руководителя посадки о положении самолёта на глиссаде и его посадочной скорости. Под укороченной центральной хвостовой балкой фюзеляжа разместили опускаемым посадочный гак, снабженный системой выпуска, подтяга и демпфирования. Парашютная тормозная установка в центральной хвостовой балке была упразднена, а блоки выброса пассивных помех перенесли из кормового "ласта" (его конфигурация также была сильно изменена) в отсек хвостовой части фюзеляжа в районе компрессоров двигателей. Для увеличения дальности полёта самолёт был оснащен системой дозаправки топливом в воздухе от самолёта-заправщика (например, Ил-78 или Су-24М) оснащенного унифицированным подвесным агрегатом заправки УПАЗ. Выдвижная заправочная штанга располагалась впереди кабины пилота слева, при этом визир оптико-локационной станции сместили вправо от оси симметрии самолёта. Ночью штанга подсвечивалась специальной фарой, выпускаемой из левого борта головной части фюзеляжа.

Для уменьшения габаритов истребителя при размещении его в под палубных ангарах ТАВКР, помимо складывания консолей крыла, было предусмотрено также складывание консолей стабилизатора примерно на середине размаха; кроме того, для сокращения габаритной длины самолёта за концовка центральной хвостовой балки также могла откидываться вверх, а штанга ПВД -поворачиваться вниз. Для "габаритных" испытаний истребителя на корабле ОКБ подготовило габаритно-массовый макет, а затем еще и конструктивно-технологический макет Т-10КТМ, в который был переоборудован один из первых серийных Су-27 - самолёт Т-1020 (серийный № 05-05). Складывание консолей крыла сокращало габаритную ширину самолёта с 14.7 до 7.4 м. С учетом всех этих доработок, а также специфики выполнения посадки на палубу корабля с большими, по сравнению с посадкой на обычный сухопутный аэродром, вертикальными перегрузками и скоростями снижения (так называемая посадка без выравнивания), конструкция фюзеляжа и крыла корабельной модификации подверглась значительному усилению, в результате возросла масса пустого самолёта, что привело к некоторому ухудшению летных характеристик. При разработке Су-27К большое внимание было уделено защите самолёта от коррозии, учитывались "морские" требования к покрытиям, материалам и герметизации отдельных элементов конструкции.

Для обеспечения безопасного ухода на второй круг в случае незацеплення ни за один трос аэрофинишера, при посадке на палубу на Су-27К планировалось применить модификацию двигателя АЛ-31Ф с дополнительным так называемым особым режимом работы (ОР), на котором тяга кратковременно повышалась до 12800-13000 кгс. На корабельном истребителе была применена новая система дистанционного управления, обеспечивающая автомагическое управление по всем трем каналам. Значительные изменения претерпела гидросистема, которой были отведены дополнительные функции по управлению ПГО. Новой механизацией крыла, складыванием консолей крыла и стабилизатора, выпуску и уборке посадочного гака, штанги дозаправки и т. д. В состав навигационного оборудования корабельной машины ввели системы, обеспечивающие полет над морем и привод на посадку на ТАВКР. В частности, радиотехническая система ближней навигации и посадки А-317 была заменена на бортовую часть корабельной РСБН "Резистор". По системе управления вооружением корабельный истребитель Су-27К в значительной степени соответствовал серийному "сухопутному" Су-27. Так, на нем использовалась та же РЛС Н001. Однако вместо ОЭПС-27 с ОЛС-27 была применена новая оптико-электронная прицельная система ОЭПС-27К с оптико-локационной станцией ОЛС-27К. разработанной киевским ПО "Арсенал" (главный конструктор А.Л.Михайлик) и отличавшейся от предшественницы, главным образом, только новым алгоритмическим и программным обеспечением. По номенклатуре применяемого оружия палубный истребитель также соответствовал базовому варианту, но общее количество точек подвески ракет увеличилось до 12, а максимальная масса боевой нагрузки возросла до 6500 кг. В дальнейшем планировалось произвести модернизацию Су-27К под новую систему управления вооружением, разрабатываемую для самолёта Су-27М. При этом на таком самолёте, который мог получить название Су-27МК, предполагалось обеспечить применение широкой номенклатуры управляемых средств поражения наземных и надводных целей, в частности, противокорабельных и противорадиолокационных ракет. Однако выполнить все это предстояло на втором этапе создания корабельного варианта Су-27, пока же Су-27К оставался истребителем завоевания господства в воздухе без каких-либо ударных функций. Он предназначался для обеспечения противовоздушной обороны авианосного соединения в любых погодных условиях днем и ночью в диапазоне высот от 30 м до 27 км, подавления авиационных средств противника (самолётов и вертолётов противолодочной обороны, транспортно-десантных вертолётов, самолётов радиолокационного дозора), а также сопровождения авиации берегового базирования и ведения воздушной разведки.

Сборка первого опытного экземпляра Су-27К -самолёта Т-10К-1, получившего бортовой № 37, - завершилась летом 1987 г. Поначалу он имел нескладывающиеся крыло и оперение, заимствованные у серийного "сухопутного" Су-27. Первый вылет на нем 17 августа 1987 г. выполнил летчик-испытатель В.Г.Пугачев. Ведущим инженером по испытаниям самолёта был Г.Г.Смотрицкий. Спустя полгода на испытания поступил и второй экземпляр Су-27К - Т-10К-2 (бортовой № 39), уже имевший штатное крыло корабельной машины. 22 декабря 1987 г. его впервые поднял в воздух Н.Ф.Садовников. Летом 1988 г. комплектом складывающихся крыльев оснастили и Т-10К-1. Облет его в таком виде был выполнен 25 августа, однако спустя всего месяц, 28 сентября 1988 г., самолёет потерпел аварию. Вот как описывал случившееся пилотировавший Т-10К-1 летчик-испытатель Н.Ф.Садовников: "При выполнении очередного испытательного полета у меня произошло чрезвычайное происшествие, которое, к сожалению, закончилось потерей самолёта. На высоте 2000 м и скорости 1270 км/ч на табло внезапно возник сигнал о падении давления сначала в одной гидросистеме, а через несколько мгновений и в другой. Самолёт стал неуправляем. Пришлось его покинуть… По выводам аварийной комиссии были проведены доработки в гидросистеме, и подобных случаев больше не было". Серийное производство Су-27К на КнААПО началось в 1989 г., когда на предприятии был выпущен экземпляр самолёта для статических испытаний (серийный № 01-01). Первый летный серийный образец корабельного истребителя - Т-10К-3 (№ 02-01) был собран в начале 1990 г. В первый полет 17 февраля 1990 г. его поднял с аэродрома КнААПО летчик-испытатель "ОКБ Сухого" И.В.Вотинцев. Серийные машины отличались от двух опытных экземпляров некоторыми особенностями. Так, была изменена форма наплыва крыла между ПГО и центропланом, уменьшена высота законцовок килей и т. д. В течение года было выпущено еще шесть Су-27К: № 02-02 (Т-10К-4, бортовой № 59), № 02-03 (Т-10К-5, бортовой № 69), № 03-01 (Т-10К-6, бортовой № 79), № 03-02 (Т-10К-7), № 03-03 (Т-10К-8) и № 03-04 (Т-10К-9), принявших участие к программе заводских летных испытаний. Государственные испытания самолётов Су-27К начались в марте 1991 г. па аэродромах крымского филиала ГК НИИ ВВС, а затем и на ТАВКР "Адмирал Кузнецов", также проходившем государственные испытания в Черном море. Одновременно проводилась подготовка строевых летчиков корабельного истребительного авиаполка. В это время, 11 июля 1991 г., из-за отказа системы дистанционного управления был потерян один из первых серийных Су-27К - Т-10К-8. Пилотировавший его Тимур Апакидзе благополучно катапультировался. К концу года по программе государственных испытаний было выполнено более 80 полётов, подготовлено два строевых летчика - Т.А.Апакидзе и Н.А.Яковлев, выполнивших первые самостоятельные посадки на ТАВКР "Адмирал Кузнецов" 26 и 27 сентября 1991 г. 20 ноября того же года летчик-испытатель В.Г.Пугачев произвел на Т-10К-4 первую автоматическую посадку па блок аэрофинишеров комплекса "Нитка". Однако в дальнейшем ход государственных испытаний замедлился.

Первая демонстрация Су-27К общественности состоялась на авиационном параде, посвященном Дню Воздушного Флота СССР, проводившемся 18 августа 1991 г. в подмосковном Жуковском. В.Г.Пугачев выполнил показательный пилотаж на самолёте Т-10К-4 с бортовым № 59, продемонстрировав имитацию захода на посадку с выпущенным гаком. 13 февраля 1992 г. Су-27К (Т-10К-6) был официально представлен главам оборонных ведомств оран СНГ на выставке авиационной техники на аэродроме Мачулищи в Белоруссии. В том же году Су-27К экспонировался па статической стоянке авиационной выставки в Кубинке, а затем и "Мосаэрошоу-92" на территории ЛИИ им. М.М.Громова. С этого времени самолёты Су-27К (Су-33) постоянно участвуют в авиасалонах МАКС в Жуковском и гидроавиасалонах в Геленджике. Летный показ корабельного истребителя традиционно с блеском осуществляет летчик-испытатель "ОКБ Сухого" Герой Советского Союза И. Г. Пугачев.

Основные отличия от самолёта Су-27:

· на наплыве крыла установлено дополнительное переднее горизонтальное оперение;

· применена цифровая система дистанционного управления в продольном, поперечном и путевом каналах;

· консоли крыла и горизонтального оперения выполнены складными;

· измененена механизация крыла: вместо односекционного носка и флаперона на каждой консоли крыла установлены двухсекционные отклоняемые носки, односекционные закрылки и элероны;

· усилена конструкция шасси, передняя опора шасси выполнена двухколесной;

· под укороченной центральной хвостовой балкой установлен посадочный гак, парашютно-тормозная установка упразднена;

· максимальная взлетная масса увеличена до 33000 кг;

· установлена система дозаправки топливом в полёте с выпускаемой штангой в предкабинном отсеке слева;

· установлено специальное бортовое связное и навигационное оборудование, обеспечивающее полёты над морем и посадку на палубу авианесущего крейсера;

· максимальная масса боевой нагрузки увеличена до 6500 кг, а количество одновременно подвешиваемых ракет "воздух-воздух" возросло до 12 (за счёт двух дополнительных точек подвески под внешними частями крыла).

Техническое описание:

Самолёт построен по нормальной аэродинамической схеме с дополнительным передним горизонтальным оперением и имеет так называемую интегральную компоновку. Среднерасположенное трапециевидное крыло небольшого удлинения, оснащенное развитыми наплывами, плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единый несущий корпус. Два двухконтурных турбореактивных двигателя с форсажными камерами типа АЛ-31 размещены в отдельных мотогондолах, установленных под несущим корпусом самолёта на расстоянии друг от друга, позволяющем избежать их аэродинамического взаимовлияния и подвешивать между ними по схеме "тандем" две управляемые ракеты. Сверхзвуковые регулируемые воздухозаборники расположены под центропланом. Обтекатели шасси плавно переходят в хвостовые балки, служащие платформами для установки цельноповоротных консолей горизонтального оперения с прямой осью вращения, двухкилевого разнесенного по внешним бортам хвостовых балок вертикального оперения и подбалочных гребней.

Консоли дополнительного цельноповоротного переднего горизонтального оперения, установленные на наплывах крылах, служат для повышения несущих свойств планера и улучшения характеристик самолета на больших углах атаки. Самолёт спроектирован по концепции "электронной устойчивости" и не имеет традиционной механической проводки управления - вместо нее используется электродистанционная система управления (СДУ). Шасси самолёта трехопорное, убирающееся, с одним колесом на каждой основной опоре и двухколесной управляемой передней опорой. Фюзеляж самолёта интегрально сопрягается с крылом и технологически расчленен на следующие основные части:

· головную часть фюзеляжа (ГЧФ) с радиопрозрачным обтекателем, створкой ниши передней опоры шасси и фонарем лётчика;

· среднюю часть фюзеляжа (СЧФ) с тормозным щитком и створками основных опор шасси;

· хвостовую часть фюзеляжа (ХЧФ);

· воздухозаборники.

Головная часть

В головной части фюзеляжа цельнометаллической полумонококовой конструкции, начинающейся радиопрозрачным осесимметричным обтекателем антенны бортовой радиолокационной станции, находится носовой отсек оборудования, в котором размещены блоки радиолокационного прицельного комплекса (РЛПК) и оптико-электронной прицельной системы (ОЭПС), кабина лётчика, подкабинные и закабинный отсеки оборудования, ниша уборки передней опоры шасси с одной створкой.

В носовой части обтекателя РЛС установлена штанга основного приемника воздушного давления (ПВД), которая может складываться вниз для уменьшения габаритов самолёта при размещении его в подпалубных ангарах авианесущего крейсера. Рама мотоблока радиолокационной станции вместе с антенной может поворачиваться относительно узлов ее подвески на передней стенке кабины экипажа для обеспечения доступа к блокам ОЭПС.

Для доступа к антенне и мотоблоку РЛС в процессе обслуживания стыковой силовой шпангоут между носовым отсеком и радиопрозрачным обтекателем выполнен наклонным, а радиопрозрачный обтекатель с металлической юбкой - отклоняемым вверх.

Кабина лётчика герметизирована и имеет двухсекционный фонарь, состоящий из неподвижного козырька и открывающейся вверх-назад сбрасываемой части (створки) с большой площадью остекления, что обеспечивает хороший обзор во все стороны. Угол обзора из кабины вперед-вниз - 14 град.. Рабочее место лётчика оборудовано катапультируемым креслом К-36ДМ 2-й серии, установленным с углом наклона спинки 17 град.. Перед фонарём кабины со смещением вправо от оси самолёта установлен визир оптико-локационной станции, а по бортам фюзеляжа в задней части кабины - аварийные (дублирующие) ПВД. В предкабинном отсеке слева размещена выпускаемая штанга системы дозаправки топливом в полёте.

В подкабинных отсеках (центральном и двух боковых) размещены блоки радиоэлектронного оборудования. Головную часть фюзеляжа завершает закабинный отсек, в котором на типовых амортизированных стеллажах и этажерках размещен основной объем радиоэлектронного оборудования, а также патронный ящик с боекомплектом пушки.

В закабинном отсеке головной части фюзеляжа расположена ниша передней опоры шасси, убираемой вперед; амортизационная стойка с колесом и другими элементами конструкции передней опоры укладываются в убранном положении между стеллажами радиоэлектронного оборудования.

Для защиты радиоэлектронного оборудования закабинного отсека при выпущенной передней опоре шасси от набегающего воздушного потока при взлете и посадке установлены защитные кожухи. В процессе обслуживания радиоэлектронного оборудования эти кожухи снимаются, и объем, занимаемый нишей передней опоры шасси, превращается в эксплуатационный отсек, позволяющий производить осмотр, проверку и замену стеллажей-этажерок и отдельных блоков оборудования.

К стенкам закабинного отсека примыкают правый и левый наплывы крыла (були). В правом наплыве расположена встроенная скорострельная пушка калибра 30 мм с системой подачи боезапаса, выброса гильз и сбора звеньев; патронный ящик с боезапасом установлен поперек закабинного отсека и занимает часть наплыва и закабинного отсека у замыкающего головную часть фюзеляжа шпангоута позади передней опоры шасси. В правом наплыве выполнены специальные щели и жалюзи для охлаждения пушки, а для защиты обшивки от раскаленных газов при стрельбе в районе среза ствола установлен экран из жаропрочной стали. В левом наплыве крыла располагаются агрегаты самолетных систем и блоки радиоэлектронного оборудования. На наплывах крыла установлены консоли цельноповоротного переднего горизонтального оперения.

Головная часть фюзеляжа по конструкции представляет собой цельнометаллический полумонокок с поверхностью интегральной формы, с технологическим стыком по замыкающему шпангоуту. Силовая схема головной части фюзеляжа образована поперечным набором (шпангоутами) и работающей обшивкой, подкрепленной продольным набором - стрингерами и лонжеронами.

Средняя часть фюзеляжа

Средняя часть фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:

· передний топливный бак-отсек, расположенный по оси симметрии самолёта между головной частью фюзеляжа и центропланом; конструкция топливного бака состоит из верхней и нижней панелей, торцевых и боковых стенок и шпангоутов На нижней поверхности бака-отсека установлены узлы стыковки с воздухозаборниками и узлы крепления пилона для подвески оружия, на верхней поверхности — узлы установки тормозного щитка и гидроцилиндра управления его выпуском и уборкой;

· центроплан (основной несущий агрегат самолёта), выполненный в виде топливного бака-отсека с тремя поперечными стенками и рядом нервюр На торцевых нервюрах имеются гребенки для стыка с консолями крыла. На нижней поверхности центроплана расположены узлы крепления основных опор шасси, мотогондол двигателей, пилонов подвески оружия Верхняя и нижняя поверхности центроплана выполнены в виде панелей (верхняя панель — клепаная из алюминиевых сплавов, нижняя — сварная из листов и набора профилей из титанового сплава);

· гаргрот, представляющий собой силовой агрегат, предназначенный для размещения коммуникаций и установки оборудования Гаргрот расположен над передним баком-отсеком и центропланом и в сечении разделен на три части — центральную и две боковые. Часть гаргрота над передним топливным баком-отсеком занята тормозным щитком и гидроцилиндром его уборки-выпуска. Для защиты коммуникаций, проходящих в гаргроте под тормозным щитком, от набегающего потока воздуха при выпущенном тормозном щитке под ним установлены защитные кожухи;

· передний отсек центроплана (правый и левый), расположенный по внешним сторонам переднего топливного бака-отсека и состоящий из носков центроплана и ниш колес основных опор шасси.

На верхней поверхности СЧФ установлен отклоняемый с помощью гидропривода безмоментный тормозной щиток большой (2.6 м2) площади. Угол отклонения щитка (вверх) 54 град. Выпуск тормозного щитка применяется для уменьшения скорости в процессе захода на посадку и при боевом маневрировании на приборных скоростях до 1000 км/ч.

Хвостовая часть фюзеляжа

Хвостовая части фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:

· две силовые гондолы двигателей, компоновочно разделенные на две части (средние части мотогондол и мотоотсеки);

· хвостовые балки, прилегающие к внешним бортам мотогондол и являющиеся продолжением обтекателей основных опор шасси, служащие платформой для установки оперения самолёта;

· центральную балку фюзеляжа, включающую в себя центральный отсек оборудования, задний топливный бак-отсек, законцовку центральной балки с контейнером тормозных парашютов и боковые ласты.

В средних частях гондол двигателей, расположенных под центропланом, находятся воздушные каналы двигателей. На силовом шпангоуте каждой средней части установлен замок выпущенного положения основных опор шасси, на нижней поверхности находятся узлы крепления пилона подвески оружия. В верхних внешних углах расположены агрегаты и коммуникации самолётных систем.

К силовому шпангоуту, замыкающему мотоотсек, пристыковывается съемный кок. Двигатель, установленный в мотоотсеке, снимается с самолёта при помощи специальной тележки движением назад-вниз. Для обеспечения замены двигателя хвостовой кок выполнен съемным, а последние два силовых шпангоута мотоотсека, в том числе замыкающий, - разомкнутыми. При демонтаже двигателей выносные коробки агрегатов остаются на самолете, что сокращает время замены двигателей. Эксплуатационные люки для обеспечения доступа к выносным коробкам самолётных агрегатов и основным агрегатам двигателей расположены в верхней части мотоотсеков. Мотогондолы имеют полумонококовую схему с работающей обшивкой, подкрепленной поперечным набором (шпангоутами) и продольным набором (стрингерами).

Задняя часть хвостовых балок (левой и правой) выполнена силовой, на ее верхней поверхности оборудованы узлы крепления вертикального оперения и установлены бустеры стабилизатора, на нижней поверхности - узлы крепления подбалочных гребней, а на торцах - узлы подвески и привода горизонтального оперения. В левой и правой балках перед их силовой частью размещены отсеки самолётного оборудования. В центральном отсеке центральной хвостовой балки расположены агрегаты самолётного оборудования и систем силовой установки. Центральная балка имеет две торцевые и три промежуточные силовые стенки, соединяющие между собой силовые шпангоуты разнесенных гондол двигателей. На нижней поверхности центральной балки установлены узлы крепления пилона подвески вооружения и выпускаемого при посадке на аэрофинишер тормозного гака. Законцовка центральной балки для уменьшения габаритов, занимаемых самолётом в подпалубных ангарах авианесущего крейсера, выполнена откидывающейся вверх. В кормовом ласте размещены устройства выброса пассивных помех.

Регулируемые воздухозаборники двигателей прямоугольного сечения размещены под наплывом крыла и оснащены выпускаемой сеткой, предотвращающей попадание в двигатели посторонних предметов на взлётно-посадочных режимах. Расположение поверхности торможения воздухозаборника - горизонтальное, клин торможения отодвинут от поверхности несущего корпуса, а между крылом и клином образованы щели для слива пограничного слоя.

Механизация воздухозаборников - подвижные панели регулируемого клина и жалюзи подпитки на нижней поверхности. Регулируемый трехступенчатый клин воздухозаборника состоит из связанных между собой передней и задней подвижных панелей. Передняя панель представляет собой вторую и третью ступени клина торможения воздухозаборника, задняя подвижная панель образует собой подвижную верхнюю стенку загорлового диффузора воздушного канала. Защитная сетка в убранном положении находится на нижней поверхности канала воздухозаборника. Выпуск сетки осуществляется против потока, ось вращения расположена за горлом в диффузорной части канала.

Жалюзи подпитки расположены с внешней стороны нижней поверхности воздухозаборника в зоне размещения защитной сетки. Жалюзи выполнены "плавающими", то есть открывающимися и закрывающимися под действием перепада давления. Они могут открываться как при убранной сетке, так и при выпущенной. Оптимальное торможение сверхзвукового потока в диффузоре воздухозаборника обеспечивается установкой его регулируемых элементов в расчетное положение автоматической системой регулирования воздухозаборника типа АРВ-40А. На боковой поверхности воздухозаборников установлены антенны станции предупреждения об облучении.

Силовая установка

Силовая установка самолёта состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-31Ф, воздухозаборников с регулируемыми панелями, створками подпитки, воздушными каналами, системой управления АРВ-40А и системой защиты двигателей от попадания посторонних предметов (рассмотрены в разделе фюзеляж), систем охлаждения, дренажа и суфлирования двигателей, выносных коробок агрегатов с газотурбинными стартерами - энергоузлами ГТДЭ-117-1, топливной системы, системы пожаротушения и системы контроля двигателей.

Вооружение

Вооружение самолёта подразделяется на стрелково-пушечное и ракетное.

Стрелково-пушечное вооружение представлено встроенной автоматической скорострельной одноствольной пушкой калибра 30 мм типа ГШ-301, установленной в наплыве правой половины крыла, с боекомплектом 150 патронов. Ракетное вооружение размещается на авиационных пусковых устройствах (АПУ) и авиационных катапультных устройствах (АКУ), подвешиваемых на подвешиваемых на 12 точках: 6 - под консолями крыла, 2 - под законцовками крыла, 2 - под гондолами двигателей и 2 - под центропланом между мотогондолами (по схеме "тандем").

На самолёте может быть подвешено до 8 управляемых ракет "воздух-воздух" средней дальности типа Р-27 с полуактивными радиолокационными (Р-27Р) или тепловыми (Р-27Т) головками самонаведения, а также их модификации с увеличенной дальностью полета (Р-27ЭР, Р-27ЭТ) и до 6 управляемых ракет ближнего маневренного боя с тепловыми головками самонаведения типа Р-73. Типовой вариант вооружения самолета состоит из 8 ракет Р-27Э и 4 ракет Р-73. Проработана возможность использования на самолете тяжелой управляемой противокорабельной ракеты "Москит" (ASM-MSS), размещаемой на катапультном устройстве под фюзеляжем между гондолами двигателей. Максимальная масса боевой нагрузки самолета составляет 6500 кг.

Ссылки


Самолёты ОКБ им. П. О. Сухого (ОАО «Компания «Сухой»)

Работы в рамках независимого КБ
Су-1 | Су-3 | Су-5 (И-107) | Су-6 | Су-7 | Су-8 | Су-9
Су-11 | Су-13 | Су-12 | Су-15 | Су-17
Су-22 | Су-24 | Су-25 | Су-27
Су-30 | Су-32 | Су-33 | Су-34 | Су-35 | Су-37 | Су-39
Т-4 | С-37 «Беркут» (Су-47)
Работы под общим руководством А. Н. Туполева
И-14 (АНТ-31-БИС) | Су-2 (ББ-1) | Родина (АНТ-37-БИС)
Гражданские разработки
Су-80 | Су-26, Су-29, Су-31 | RRJ

Исходный текст этой статьи основан на материалах сайта www.airwar.ru. Текст был опубликован с разрешения владельца сайта.
 
Начальная страница  » 
А Б В Г Д Е Ж З И Й К Л М Н О П Р С Т У Ф Х Ц Ч Ш Щ Ы Э Ю Я
A B C D E F G H I J K L M N O P Q R S T U V W X Y Z
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Home