Фронтовой истребитель су-17 (первый).

Разработчик: ОКБ Сухого
Страна: СССР
Первый полет: 1949 г.

Замысел умелого самолетостроения на 1948 год по ОКБ П.О.Сухого предусматривал ещё одно задание:

«…Спроектировать и выстроить экспериментальный истребитель с ТРД, со стреловидным крылом 50°, со сбрасываемой кабиной, со следующими данными:
-Большая скорость на высоте 10000 м — М=1
-Экипаж — 1 чел.
-Предусмотреть место для установки 2-х пушек калибра 37-мм.

Самолет выстроить в 2-х экземплярах и снять летные эти на первом экземпляре в сентябре 1949 года…».

В первых числах Июля маршал авиации К.А.Вершинин утвердил ТТТ к новому самолету, в соответствии с которым он предназначался для:
— успехи в установившемся горизонтальном полете числа Маха, равного единице, и изучения изюминок полета со скоростью, соответствующей Ма=1:
— отработки конструкции герметической сбрасываемой кабины;
— отработки прототипа фронтового истребителя громадных скоростей.

К эскизному проектированию самолета, взявшего обозначение «Р» либо Су-17 (первый с таким заглавием) приступили в июне месяце.
Создание самолета со стреловидным крылом 50° было сопряжено с громадными трудностями, первым делом, связанными с вопросами устойчивости, управляемости, прочности конструкции.

Определенную сложность в ходе проектирования воображала отделяемая носовая часть фюзеляжа (НЧФ) с кабиной, не имевшая аналогов в отечественном самолетостроении. К примеру, динамика перемещения НЧФ по направляющим рельсам при отстреле и в момент схода, и стабилизация НЧФ в свободном падении с предупреждением её столкновения с другой частью самолета изучалась расчетным методом. Аэродинамические характеристики обеих частей самолета определялись по данным опробований в аэродинамических трубах особых моделей.

В первых числах Ноября 1948 года законченный эскизный проект был направлен в ГК НИИ ВВС для выдачи и анализа заключения. Проект взял одобрение, но наряду с этим последовательность недочётов, отмеченных в Заключении требовалось устранить в ходе постройки умелого экземпляра. В декабре Заключение по эскизному проекту было утверждено главным инженером ВВС.

Параллельно с разработкой эскизного проекта строился макет самолета. В последних числах Декабря макетная рабочая группа разглядела и утвердила его, внеся кое-какие трансформации, а умелое производство приступило к изготовлению самолета.

Постройка умелого экземпляра завершилась в последних числах Июля 1949 года, а через месяц Су-17 перевезли на аэропорт ЛИИ МАП с целью проведения заводских опробований. Во время с 4 сентября по 8 октября С.Н.Анохин выполнил на нем пара пробежек и рулежек. Самолет был подготовлен к первому полету, о чем уведомили управление МАП.

В последних числах 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 опробований.

Но, отсутствие сейчас разрешения МАП на первый вылет задерживает проведение летных опробований самолета.

ВВС заинтересованы в итогах летных опробований самолета Су-17 и в получении оценки работы двигателя ТР-3 в полете на сверхзвуковых скоростях и больших высотах.

Вследствие этого прошу Ваших указаний ускорить решение вопроса о допущении самолета Су-17 к летным опробованиям и скорейшем их проведении.

О Ваших ответах прошу поставить меня в известность…».

Резолюция М.В.Хруничева: «т. Жигареву. Данный вопрос будет решен правительством с замыслом умелых работ…».

К сожалению, в утвержденном замысле умелого строительства на 1949-1950 годы тематика ОКБ П.О.Сухого была исключена.

14 ноября 1949 года Совет Министров СССР своим распоряжением разрешил Министерству авиационной индустрии:

«…ликвидировать умело-конструкторское бюро т. Сухого и перевести 40 инженерно-технических работников для работы в умело-конструкторском бюро т. Ильюшина и другое количество — в умело-конструкторское бюро т. Туполева, перевести умело-конструкторское бюро № 43 т. Торопова на завод № 134 и реорганизовать данный завод в умелый завод по оружию самолетов, сохранив присвоенный ему номер;…».

Такое ответ правительства не устраивало управление ВВС и в середине декабря генерал авиации П.Ф.Жигарев послал докладную записку помощнику Примьера СССР Н.А.Булганину, в которой отмечал, что: «В связи с расформированием согласно решению правительства, ОКБ т. Сухого, закончилось исполнение нескольких работ, воображающих интерес для ВВС.

Прошу Ваших указаний министру авиационной индустрии т. Хруничеву:

…- в малейший срок начать летные опробования выстроенного ОКБ экспериментального истребителя Су-17 с целью: изучения полета на сверхзвуковой скорости до 1,1 скорости звука; опробования в полете двигателя ТР-3 т. Люлька на высотах и больших скоростях; отработки отделяемой кабины и катапультируемого сидения нового типа, снабжающих в комплексе спасение экипажа на больших высотах и сверхзвуковой скорости».

направляться подчернуть, что вопрос о проведении комплекса опробований катапультируемого кресла уже поднимался. Приказом МАП от 26 июля 1949 года «С целью проведения в ЛИИ стендовых опробований катапультируемого кресла новой конструкции т.Сухого…», созданного для самолета Су-17, была назначена несколько испытателей в составе: П.Т.Королева, В.С.Кочеткова, В.Н.Кулебякина, П.В.Панасюка, К.Э.Симона, программа опробований включала отработку кресла на 12-метровой катапультной установке с 500мм стреляющим механизмом.

По-видимому, работы предусмотренные этим приказом не выполнялись, потому, что каких-либо сведений о их проведении отыскать не удалось. Помимо этого, приказом МАП от 29 октября 1949 года. С целью проведения летных опробований 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.Верников, ведущий инженер Р.А.Стасевич, летчик самолета сопровождения МиГ-15 — А.П.Якимов.

Незадолго до нового 1950 года П.О.Сухой был назначен помощником А.Н.Туполева — главного конструктора завода № 156.

В первых числах Апреля 1950 года П.Ф.Жигарев снова обратился к Н.А.Булганину с докладной запиской, в которой отмечал, что: «Проектом замысла умелого самолетостроения на 1950-51 годы предусматривается постройка новых умелых истребителей с громадными скоростями, с установкой на них двигателей ТР-3 конструкции т. Люлька.

Но работа этого двигателя в воздухе подробно ещё не проверена.

Летные опробования двигателя ТР-3 т.Люлька на летающей лаборатории Пе-8ЛЛ, проводимые в ЛИИ МАП не смогут всецело распознать надежной работы двигателя при установке его на реактивный самолет. Об этом свидетельствуют недостатки двигателей РД-500 и РД-45 (зуд, помпаж, нехороший запуск на высоте), распознанные при полетах истребителей, не смотря на то, что указанные двигатели на летающей лаборатории Пе-8 трудились без замечаний.

В ЛИИ МАП имеется в летном состоянии самолет Су-17 с двигателем ТР-3, готовый к опробованиям ещё в августе 1949 года. На указанном самолете возможно заблаговременно совершить летные опробования и доводку двигателя ТР-3 совершенно верно в тех же условиях, в каких данный двигатель будет трудиться на новых умелых самолетах истребителях для того, чтобы избежать задержки и дефектов внедрения в серийное производство двигателей ТР-3 конструкции т.Люлька как это было с двигателем ВК-1.

Вследствие этого, считаю очень целесообразным проводить полеты самолета Су-17 с двигателем Люльки для того, чтобы распознать работу двигателя на громадных скоростях, и и на громадных высотах, проверить работу автоматики двигателя на громадной скороподъемности самолета.

Докладывая на Ваше ответ, прошу указаний т.Хруничеву».

10 июня 1950 года распоряжением правительства был утвержден замысел умелого самолетостроения на 1950-1951 годы, один из пунктов которого потребовал от И.О. начальника ЛИИ И.В.Острославского принять с целью проведения летно-исследовательских работ:

«…истребитель конструкции т.Сухого со стреловидным крылом 50 градусов, с двигателем т. Люлька с тягой 4600кг, с отделяемой кабиной — для отработки двигателя в полете на громадных скоростях и проведения летных изучений средств спасения пилота, с проверкой отделяемой кабины в воздухе…».

В последних числах Июня самолет Су-17 по акту был передан в ЛИИ МАП. Сейчас на самолете, не имевшем надлежащего ухода, утратили герметичность гидравлическая и топливная совокупности, а на обшивке показались очаги коррозии. По данной же причине, согласно точки зрения А.М.Люльки, требовалась осмотр и переборка узлов двигателя ТР-3. Помимо этого, по итогам опробований двигателя ТР-3 на летающей лаборатории появилась необходимость доработки установки его на самолете Су-17 для того, чтобы обеспечить:
-надежный продув подкапотного пространства;
-слив остатков горючего из подкапотного пространства и двигателя при неудавшемся запуске;
-вынос среза реактивного сопла за пределы ХЧФ.

Выполнить эти работы имели возможность лишь эксперты ОКБ П.О.Сухого, к этому времени «разбросанные» по вторым организациям. Желающих же взять на себя ответственность в проведении летных опробований неисправного и недоработанного самолета не нашлось. Судьба самолета малоизвестна.

Второй экземпляр («дублер») самолета Су-17 на момент ликвидации ОКБ имел готовность около 30%.

Техническое описание.

Экспериментальный истребитель Су-17 воображал собой одноместный цельнометаллический направляться.

Фюзеляж типа полумонокок круглого сечения эксплуатационно делился на три независимые части: отделяемую носовую, среднюю и хвостовую.
В носовой части фюзеляжа (НЧФ) размещались: лобовой воздухозаборник, разделяющийся на два воздушных канала, часть оборудования и герметическая кабина. Силовой каркас НЧФ складывался из 10 главных и 7 дополнительных шпангоутов, связанных в верхней части основанием фонаря кабины, в нижней части — газоотводными трубами пушечных установок, и наружной обшивкой, обшивкой воздушных каналов и полом кабины.

НЧФ крепилась к средней части фюзеляжа (СЧФ) при помощи двух особых замков, расположенных на шпангоуте 10 в плоскости основания фонаря и катапультирующего механизма, размещенного под полом кабины. В аварийных обстановках НЧФ имела возможность отделяться от самолета. Управление сбрасыванием НЧФ осуществлялось при помощи гашетки, расположенной в кабине летчика.

Трос от гашетки крепился к спусковому пружинному механизму, что силой собственной пружины (200 кгс) приводил в перемещение тягу, соединяющую рычаги замков. В начале собственного хода тяга разблокировала катапультирующий механизм, после этого открывала оба замка и в конце хода приводила к срабатыванию катапультирующего механизма. В момент выстрела НЧФ отсоединялась от СЧФ и начинала двигаться на собственных роликах, закрепленных на газоотводных трубах.

При перемещении ролики катились по рельсам клыка СЧФ, снабжая перемещение вперед и в один момент поворот вниз. Такая сложная траектория снабжала надёжное отделение НЧФ при нахождении самолета в отвесном пикировании. Стабилизация отделенной НЧФ осуществлялась при помощи особого парашютного устройства.

В СЧФ размещались: ниши передней и главных опор шасси, воздушные каналы, объединяющиеся в один у шпангоута 17, двигатель, передняя несколько топливных баков, оружие, оборудование и различные системы. Силовой каркас СЧФ складывался из 19 шпангоутов, связанных между собой 25-ю стрингерами, обшивкой и силовой балкой.

В хвостовой части фюзеляжа (ХЧФ) размещались: удлинительная труба двигателя, задняя несколько топливных баков, контейнер тормозного парашюта, задняя тормозные щитки и хвостовая опора, неспециализированной площадью 0,5 м2. Силовой каркас ХЧФ складывался из 17 шпангоутов, 26 обшивки и стрингеров. 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 складывалось 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: основной лонжерон, две дополнительные стены, стрингеры, литые носки, комплект нервюр и обшивку. Любой элерон имел внутреннюю компенсацию и герметизирующее полотно, закрепленное на крыле и элероне. На левом элероне устанавливался триммер. Углы отклонения элеронов +28°, а угол отклонения триммера +12°.

Каркас элерона складывался из лонжерона, дюралевой обшивки и набора нервюр. Щиток-закрылок типа «Фаулер» передвигался по трем направляющим крыла, угол отклонения 30°. Конструкция щитка подобна конструкции элерона.

Стреловидное хвостовое оперение складывалось из киля с рулем стабилизатора и поворота с рулем высоты. Киль был выполнен из двух частей. Силовой каркас нижней части включал: три лонжерона, комплект нервюр, стрингеры, дюралевую обшивку и крепился к ХЧФ в трех точках. Конструкция верхней части подобная нижней, наряду с этим две верхние нервюры были выполнены из дерева.

В древесной части киля, где размещалась антенна радиостанции, передний и средний лонжерон отсутствовали, а задний воображал древесную стенку. Обшивка данной части киля была выполнена из шпона, а другая — из дюраля. Руль поворота однолонжеронной конструкции крепился к килю в пяти точках и имел весовую балансировку. Углы отклонения руля поворота +30°.

Стабилизатор складывался из двух половин, силовой каркас каждой включал: главной лонжерон, два вспомогательных, комплект нервюр и обшивку. Крепление стабилизатора к килю снабжало возможность трансформации установочного угла от -5,5° до +1,5°. На первом экземпляре самолета перестановка осуществлялась на земле.

В возможности, с установкой электромеханизма, оказалась возможность управления стабилизатором в полете. Руль высоты складывался из двух половин и по конструкции был подобен рулю поворота. Любая добрая половина подвешивалась в четырех точках и имела триммер.

Углы отклонения руля высоты: +42°, -23°.

Шасси трехколесное с носовым колесом. Передняя опора рычажного типа убиралась в фюзеляж по потоку. Главные опоры рычажного типа с выносным амортизатором крепились на фюзеляже.

Уборка главной опоры осуществлялась за счет сокращения длины подкоса при одновременном повороте всей совокупности около 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 главные гидравлическими и роликовыми замками.

На передней опоре устанавливалось нетормозное колесо размером 530?230, а на главных — тормозные колеса размером 880?250.

Самолет имел твёрдую совокупность управления, складывающуюся из управления рулем высоты, элеронами и рулём поворота. Проводка управления в месте разъема НЧФ и СЧФ имела разъемные звенья, передающие перемещение несложным соприкосновением, трудясь на сжатие и имея в соединении предварительное натяжение.

В проводку управления рулем высоты, элеронами и рулём направления, по обратимой схеме были включены бустерные механизмы, являвшиеся готовыми изделиями завода № 279 и развивавшие за счет кинематики подключения разные упрочнения. Управление триммерами руля и элерона высоты — электромеханическое.

Гидравлическая совокупность складывалась из двух свободных систем: главной и дополнительной. Главная предназначалась для выпуска и уборки шасси, закрылков и тормозных щитков, а дополнительная — для питания бустеров. Любая система имела независимый 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 совокупность складывалась из трех независимых систем:
-торможения главных колес и выпуска и аварийной уборки тормозных щитков. Запас воздуха размещался во внутренней полости правой стойки шасси, емкостью 7л и давлении 1 30кг/ см2;
-аварийного торможения главных колес. Запас воздуха — в баллоне (шп. 15-16);
-аварийного выпуска шасси и закрылков. Запас воздуха — во внутренней полости левой стойки шасси.

Силовая установка складывалась из ТРД ТР-3 с удлинительной трубой и нерегулируемым реактивным соплом. демонтаж и Монтаж двигателя осуществлялся по окончании отстыковки ХЧФ, а его обслуживание — через особые люки в СЧФ и ХЧФ. Удлинительная труба имела термоизоляцию, складывающуюся 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 иногда подавался тёплый воздушное пространство, забираемый за 7-ой ступенью компрессора двигателя. Совокупность имела сигнализатор обледенения.

Противопожарная совокупность предназначалась для локализации пожара недалеко от расположения задней группы топливных баков и складывалась из:
-4-х литрового баллона с углекислотой, снабженного пирозатвором;
-6-ти термодатчиков, расположенных вблизи топливных баков;
-кольцевого коллектора подачи С02 (шп. 33);
-сигнальной лампы «Пожар».

Топливная совокупность включала: переднюю группу баков, неспециализированной емкостью 950 л, заднюю группу баков, неспециализированной емкостью 830 л, насосы подкачки, пожарный кран, фильтры и трубопроводы. Передняя несколько складывалась из двух мягких резиновых непротектированных баков и железного расходного бака с подкачивающими отсеком и насосами отрицательных перегрузок. Задняя несколько складывалась из четырех железных баков, выполненных в виде полых цилиндров и расположенных около удлинительной трубы.

Поверхности баков, прилегающие к удлинительной трубе, имели тепловую защиту из двух слоев стекловолокна и дюралевого кольцевого экрана. Зазор между удлинительной трубой и экраном продувался охлаждающим воздухом. Для обеспечения нужного диапазона центровок горючее 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, складывающийся из неподвижного козырька, откидной части и закабинного обтекателя. Козырек имел боковое остекление и переднее бронестекло из плексигласа. Откидная часть — литая рама, остекленная плексигласом. Для предохранения остекления фонаря от запотевания, оно обдувалось горячим воздухом.

Герметическая кабина оборудовалась совокупностями: автоматического регулирования давления; наддува и вентиляции с регулировкой температуры воздуха; вентиляции наружным воздухом от скоростного напора; герметизации фонаря. Для обеспечения высотных полетов на самолете устанавливалось стандартное кислородное оборудование.

Комбинированная совокупность спасения летчика в аварийных обстановках включала отделяемую НЧФ и катапультируемое кресло шторочного типа. Наряду с этим катапультирование было вероятно из вольно падающей НЧФ с перегрузкой 5-6cf и без отделения НЧФ с перегрузкой до 18д.

Оружие складывалось из двух пушек Н-37, расположенных по бортам СЧФ. Суммарный боезапас составлял 80 патронов. Гильзы и звенья при стрельбе выбрасывались наружу. Имелись счетчики патронов. Совокупность управления стрельбой — электрическая, а перезарядки — электропневматическая.

Для ведения прицельной стрельбы предусматривалась установка автоматического прицела, совмещенного с радиодальномером, а для контроля — фотокинопулемет С-13.

Электрооборудование складывалось из электрической сети и источников электроэнергии. Главным источником являлся генератор постоянного тока ГС-9000, охлаждаемый методом 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 умелом экземпляре вместо «Рион» был установлен РПКО-10, а из-за отсутствия готовых изделий не устанавливались «Радаль» и «Барий М».

Пилотажно-навигационные устройства:
-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.
Устройства систем и контроля двигателя — подобны, установленным на самолет Су-15.
Фотооборудование: фотоаппарат АФА-39.
Бронирование предусматривало установку бронестекла толщиной 100 мм, трех бронеплит спереди, позади — бронеспинку и заголовник.

ЛТХ:

Модификация: Су-17
Размах крыла, м: 9,95
Протяженность, м: 15,25
Высота, м: —
Площадь крыла, м2: 27,50
Масса, кг
-безлюдного самолета: 5932
-большая взлетная: 7890
Тип двигателя: 1 х ТРД ТР-3
Тяга, кгс: 1 х 4600
Большая скорость, км/ч: 1209
Крейсерская скорость, км/ч: 980
Практическая дальность, км: 1080
Боевая дальность, км: 855
Макс. скороподъемность, м/мин: 2273
Практический потолок, м: 15000
Экипаж: 1
Оружие: 2 х 37-мм пушки Н-37 (с боезапасом — 80 снарядов).

Фронтовой истребитель Су-17 (первый).

Носовая часть истребителя Су-17 (первый).

Приборная доска самолета Су-17 (первый).

Су-17 (первый). Рисунок.

Проекции Су-17 (первый). Рисунок.

Су-17 (Первый). Схема размещения оружия.

Су-17 (первый). Схема 1.

Су-17 (первый). Схема 2.

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

от Су-17 к Су-34 фронтовой бомбардировщик

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: