| Su-17 | |
|---|---|
| Tip de | luptător din prima linie |
| Dezvoltator | Biroul de proiectare Sukhoi |
| Producător | Uzina nr. 134 ( Moscova ) |
| Primul zbor | 1949 |
| stare | Avioane cu experiență |
| Unități produse | unu |
| Fișiere media la Wikimedia Commons | |
Su-17 ("R") este un avion de luptă experimental sovietic dezvoltat de Sukhoi Design Bureau . A fost conceput pentru a atinge o viteză în zbor orizontal constant corespunzătoare numărului Mach M=1 și pentru a studia caracteristicile zborului la viteze apropiate și egale cu viteza sunetului. În plus, Su-17 ar putea servi ca prototip pentru un avion de luptă în serie de mare viteză de linie frontală.
Una dintre caracteristicile de proiectare ale aeronavei a fost aceea că, pentru prima dată în lume, fuzelajul din față, împreună cu cabina presurizată, a fost făcut detașabil. Acest principiu a fost ulterior implementat pe aeronavele americane F-111 .
Aeronava a fost proiectată și construită conform planului de construcție a aeronavelor experimentale pentru anii 1948-1949, aprobat printr-un decret al Consiliului de Miniștri al URSS din 12 iunie 1948, cu așteptarea de a fi utilizat în două versiuni: experimentală și de luptă. (cu două tunuri N-37 ). La sfârșitul lunii decembrie 1948, Comisia de Stat de Modelare a revizuit aspectul și proiectul de proiect al aeronavei și a aprobat practic materialele prezentate. Observațiile făcute au fost luate în considerare în proiectarea și construcția ulterioară a aeronavei, care au fost efectuate conform calculelor precise și a datelor experimentale.
Până în vara anului 1949, asamblarea Su-17 a fost finalizată, mașina a fost transportată la aerodrom , unde Serghei Nikolaevici Anokhin a făcut o serie de rulări și apropieri de mare viteză. V.P. Baluev a fost inginer principal de testare.
Prăbușirea aeronavei Su-15 a fost motivul interzicerii testelor de zbor ale Su-17 . În noiembrie 1949, a fost luată decizia de a desființa Biroul de proiectare al lui P. O. Sukhoi . O aeronavă experimentală, fără să fi efectuat un singur zbor, a fost transferată la LII în 1950 pentru teste la sol privind separarea fuzelajului din față, după care a fost testată pentru supraviețuirea la luptă sub focul tunurilor aeronavei .
Aeronava era o aripă intermediară din metal, cu o aripă înclinată și un motor TR-3 proiectat de A. M. Lyulka , situat în fuzelajul din spatele cockpitului. Aerul pentru alimentarea motorului a intrat prin priza de aer nazală și a trecut prin două canale, între care se afla un cockpit presurizat. În partea de mijloc a fuzelajului, acestea au fost conectate, formând un canal cu secțiune transversală circulară în fața intrării în motor.
Fuzelajul , un tip monococ în formă de trabuc, cu o secțiune rotundă, era format din trei părți separate. În prova era o cabină de tip ventilație presurizată cu supraalimentare de la compresorul motorului. Nasul s-ar putea separa de aeronava în zbor ca urmare a acțiunii unei catapulte cu pulbere situată sub carlingă. Un dispozitiv special de ghidare a asigurat ejectarea nasului la un unghi față de axa aeronavei cu o viteză relativă de 10-12 m/s, ceea ce a făcut posibilă separarea chiar și în timpul unei scufundări . Stabilizarea arcului după separare a fost efectuată printr-un dispozitiv special de parașută, care a inclus o evacuare și parașute cu centură principală. Pilotul putea părăsi prova detașată cu ajutorul unui scaun ejecțional , care putea fi folosit fără separare din carlingă. Designul scaunului cu ejectare prevedea posibilitatea de a schimba suprasarcinile de la 18 în timpul ejectării fără a separa cabina la 5 în timpul ejectării dintr-un fuzelaj înainte în cădere liberă.
Nasul a fost atașat de fuzelaj cu trei încuietori speciale, dintre care unul era situat pe dispozitivul de ejectare și două pe cadrul înclinat de-a lungul liniei de despărțire. Articulațiile canalelor de admisie a aerului și îmbinarea de-a lungul conturului exterior al nasului și părților mijlocii ale fuzelajului au fost sigilate. În partea din mijloc erau două rezervoare de combustibil moale . Pe părțile laterale ale fuzelajului din fața motorului au fost plasate în poziția retrasă a trenului principal de aterizare. Suporturile frontale ale motorului au fost amplasate de-a lungul conectorului cu secțiunea de coadă. Partea de coadă a fuzelajului pentru comoditatea înlocuirii motorului a fost ușor demontată, de-a lungul părților sale erau clapete de frână care deviau la un unghi de până la 60 °. Aici erau grupul din spate de rezervoare de combustibil, punctele de atașare pentru suportul motorului din spate și duza cu jet , instalarea unei parașute de tracțiune .
Aripa - cu un singur spat, cu doi pereți auxiliari în vârf și coadă - era alcătuită din două console, atașate de-a lungul părților laterale de cadrul armat al fuzelajului. Unghiul de măturare al consolelor de-a lungul liniei de sferturi ale coardelor este de 50°. La rădăcină, a fost folosit profilul TsAGI-9030, la capătul aripii - СР-3-12. Consolele aveau un unghi V transversal de -5° și un unghi de pană de +1°30'. Aripa era echipata cu eleronoane compensate intern, flapsuri de aterizare de tip "fowler" situate intre fuselaj si eleroni ; eleronul din stânga avea o tablă de tăiere .
Penajul aeronavei este cu o singură aripă, cu un stabilizator ridicat deasupra fuselajului. Stabilizatorul a fost reglat pe sol în intervalul de la +1°30' la -1°30'. Profilul simetric C-11-C-9 a fost utilizat pentru întreg penajul.
Șasiul - schema de tricicletă cu suport frontal - a fost montat pe partea de mijloc a fuzelajului. Sistem de curățare șasiu - hidraulic cu unități de înaltă presiune. Trecerea la un sistem de înaltă presiune a reprezentat provocarea reproiectării aproape tuturor unităților sistemului hidraulic. Suportul frontal cu o roată de 530 * 230 mm a fost retras înapoi de-a lungul zborului. Suporturile principale cu roți de 800 * 225 mm au fost retractate înainte în fuzelaj. Frânele roților suporturilor principale sunt pneumatice. Pe baza experienței de lucru cu amortizoare de înaltă presiune pe aeronava Su-15 , trenul de aterizare a fost proiectat pentru Su-17, unde acest tip de amortizoare a fost folosit atât pe față, cât și pe suporturile principale.
Acesta includea un motor turborreactor TR-3 cu un compresor axial , instalat de-a lungul axei fuselajului în secțiunea de coadă. Sistemul de combustibil era format din două grupuri de rezervoare situate în fuzelaj. Primul grup era situat direct în spatele cockpitului, al doilea - în spațiul inelar dintre pielea fuzelajului și țeava de evacuare a motorului. Primul grup a inclus două rezervoare moi și un rezervor metalic (nr. 3). În al doilea grup - rezervoare metalice. Combustibilul din al doilea grup de rezervoare a fost pompat în rezervorul nr. 1 al primului grup folosind o pompă electrică. Rezervorul nr. 3 din prima grupă, consumabil, a fost echipat cu un compartiment care asigură funcționarea motorului la suprasarcini negative. În plus, sub avion ar putea fi atârnate două rezervoare suplimentare de combustibil cu o capacitate de 300 de litri fiecare. Uniformitatea producției de combustibil din rezervoarele ambelor grupuri a fost asigurată de un dispozitiv de transfer automat instalat în rezervorul de alimentare. Aeronava avea o instalație de stingere a incendiilor cu dioxid de carbon și un sistem de umplere a rezervoarelor de combustibil cu gaz neutru dintr-un cilindru special.
Armamentul versiunii de luptă a aeronavei a presupus instalarea a două tunuri H-37 de calibrul 37 mm în partea de jos a părții de mijloc a fuzelajului, ambele butoaie trecând prin nas sub carlingă. Obuzele de tun în valoare de 80 de bucăți au fost amplasate în spatele cabinei în mâneci care înconjurau canalele de aer ale centralei electrice. Un aranjament similar de muniție în manșoanele de alimentare a fost aplicat ulterior aeronavei Su-7 și numeroaselor sale modificări.
Echipamentul aeronavei inclus:
| Aeronave ale Biroului de Proiectare Sukhoi — PJSC „Compania” Sukhoi „” | ||
|---|---|---|
| Luptători | ||
| Bombardieri/Stormtroopers | ||
| Educațional și sportiv | ||
| experimental |
| |
| Civil | ||
| Proiecte |
| |
| Note: ¹ lucrează sub supravegherea generală a lui A. N. Tupolev | ||