Су-17 (первый) фронтовой истребитель.

Самолет Су-17 ("Р") 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. В настоящее время такой принцип реализован на американских самолетах типа F-111.

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.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА 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 летчика. Снаряды пушек (в количестве 80 штук) располагались за кабиной в рукавах, которые опоясывали воздушные каналы силовой установки. Аналогичная схема размещения снарядов в рукавах питания была впоследствии применена на самолетах Су-7 и его многочисленных модификациях.

УПРАВЛЕНИЕ самолетом - жесткое. В месте отделения кабины разъемные звенья механизмов управления самолетом передавали движение, работая только на сжатие. В системе управления элеронами был установлен обратимый бустер, в системе управления рулями бустер работал по необратимой схеме.

Управление посадочными и тормозными щитками - гидравлическое; в аварийном режиме управление выпуском тормозных щитков, шасси и посадочных щитков - пневматическое. В системе управления тормозами колес устанавливались автоматы торможения.

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.

КАБИНА летчика имела фонарь, выполненный из оргстекла с плоским передним бронестеклом толщиной 100 мм. Средняя часть фонаря с форточкой на левом борту, открывавшаяся в сторону, при катапультировании летчика автоматически сбрасывалась. В системе управления катапультируемым креслом предусматривалась блокировка, которая при закрытом фонаре исключала катапультирование. Бронирование состояло из трех бронеплит спереди и двух - сзади. Бронеплиты с толщиной от 7 до 38 мм и бронестекло вместе весили 141 кг. Наддув и обогрев кабины обеспечивался компрессором двигателя. Давление в кабине до высоты 7000 м поддерживалось регулятором давления постоянным и равным 500 мм рт. ст., а на высотах свыше 7000 м сохранялся перепад давления равный 230 мм рт. ст. В кабине устанавливался обычный комплект пилотажно-навигационных приборов, приборов контроля работы двигателя и приборов герметической кабины.

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)

 

Источник сайт: www.airwar.ru