История конструкций самолетов в СССР 1951-1965 гг.

Самолеты типа Су-7

Су-7Б. В 1956 г. ВВС выдвинули требование - создать истребитель-бомбардировщик. По расчетам специалистов лучшим кандидатом на эту роль был только Су-7. В марте 1956 г. вышло постановление правительства о разработке на базе Су-7 истребителя-бомбардировщика. Максимальная бомбовая нагрузка нового самолета должна была достигать 2000 кг. В состав вооружения включили подвеску различных НУРС (С-3К, С-5, С-21) калибра от 57 до 210 мм.

Начиная с 1957 г. в тематическом плане работ ОКБ появился пункт о создании самолета Су-7Б (С-22). Опытный экземпляр - С22-1 построили к осени 1958 г. на базе одного из первых серийных Су-7, но из-за доработок начало испытаний отложили до февраля 1959 г. Облетал опытный экземпляр самолета 24 апреля 1959 г. летчик-испытатель ОКБ Е.С. Соловьев. К осени завершились заводские летные испытания, и в декабре 1959 г. самолет передали на государственные испытания. К январю 1960 г. подготовили второй опытный экземпляр самолета. Обе эти машины к апрелю 1960 г. успешно прошли государственные испытания и были рекомендованы в серийное производство и для принятия на вооружение.

Фюзеляж самолета Су-7Б - круглого сечения, полумонококовой конструкции, с работающей обшивкой. На значительном протяжении (между шпангоутами 15 и 28) фюзеляж имел форму цилиндра диаметром 1550 мм. Хвостовая часть фюзеляжа была несколько расширена, ее максимальный диаметр составлял 1634 мм. Фюзеляж разделен на две части: головную (ГЧФ) и хвостовую (ХЧФ), с разъемом по шпангоутам 28 и 29. Конструктивно головная часть фюзеляжа разделена на передний (или носовой) отсек, отсек гермокабины и задний отсек. В носовой части расположен осесимметричный воздухозаборник с подвижным центральным коническим телом. Двухскачковый конус изготовлен из радиопрозрачного материала и является обтекателем антенны радиодальномера. На боковой поверхности носовой части установлены четыре противопомпажные створки, предназначенные для обеспечения согласованной работы двигателя и воздухозаборника. Как и "бочка" конуса, они управляются от электрогидравлической системы ЭСУВ-1. Воздушный канал в районе кабины разделен на два "рукава", вновь соединяющиеся за ней в единый канал; проходит насквозь через фюзеляж до входа в двигатель. Как головной, так и кабинный отсеки (головной части фюзеляжа) не имеют продольного набора. Кабинный отсек включает собственно гермокабину с фонарем и располагающийся под ней отсек ниши передней опоры шасси. Фонарь состоит из козырька с бронеблоком, выполненным из силикатного стекла, и крепится к фюзеляжу по силовым шпангоутам.

Хвостовая часть фюзеляжа конструктивно выполнена как единый агрегат. Большую часть внутреннего объема занимает удлинительная труба форсажной камеры двигателя. В нижней части расположены вкладной топливный бак и ниша контейнера тормозного парашюта, прикрываемая створкой, а по сторонам ХЧФ - четыре ниши тормозных щитков. Площадь одного щитка - 0,33 м2, максимальный угол открытия - 50#. На силовых шпангоутах крепятся узлы навески киля и стабилизаторов, а на специальных балках - бустера управления стабилизатором.

Крыло самолета - стреловидное, с углом стреловидности по линии 1/4 хорд 60#, установочным углом Г и отрицательным углом поперечного V -3#. Каркас каждой консоли составляют: продольный силовой набор из лонжерона, подкосной балки и стрингеров и поперечный набор из нервюр и носков. В крыле самолета установлены пушки - по одной на каждую консоль. Отсек шасси расположен между лонжероном и подкосной балкой. Здесь крепятся основные опоры шасси и агрегаты их уборки. Механизация крыла состоит из выдвижного щелевого закрылка и элерона с осевой аэродинамической и весовой компенсацией. На каждой консоли устанавливали по две аэродинамические перегородки и по одному пилону для подвески пусковых устройств для реактивных снарядов, бомбового вооружения или подвесных топливных баков.

Хвостовое оперение состоит из киля с рулем направления и управляемого цельноповоротного стабилизатора. Конструкция - клепаная, с работающей обшивкой. Киль - однолонжеронный с подкосной балкой, с продольным набором из стрингеров и поперечным из 16 нервюр. Форкиль - составная часть вертикального оперения. Он конструктивно выполнен совместно с хвостовой и головной частями фюзеляжа, имеет разъем. Законцовка киля сформирована из стеклоткани, между слоями которой расположена сетчатая антенна. Руль направления однолонжеронной конструкции с балансировкой масс. Стабилизатор состоит из двух половин, каждая из которых поворачивается относительно собственной полуоси, установленной под углом 48,5# к поперечной оси самолета, с установочным углом -2#. Каждая консоль - однолонжеронной конструкции с передней и задней стенками, стрингерным набором и нервюрами. Для повышения критической скорости флаттера на конце каждой из половин стабилизатора установлен выносной противофлаттерный груз.

Основные конструкционные материалы планера - алюминиевые сплавы В95, Д16 и Д19, ряд ответственных силовых узлов выполнен из сталей 30ХГСА и 30ХГСНА.

Шасси самолета состоит из передней опоры, убирающейся по направлению вперед в нишу фюзеляжа под кабиной, и двух главных опор, установленных под консолями крыла и убирающихся в ниши корневых частей крыла по направлению к фюзеляжу. Амортизация - масляно-пневматическая, подвеска колес - рычажная. Уборку и выпуск шасси обеспечивает гидросистема, а аварийный выпуск и торможение колес - пневмосистема. На Су-7Б установлено нетормозное колесо К-283 с шиной размером 570x140 мм на передней опоре, и тормозные колеса КТ-69 с шиной размером 880x230 мм на главных опорах. На передней опоре установлен гаситель колебаний (демпфер) "шимми". Ниши главных опор при убранном положении шасси закрываются щитками, установленными непосредственно на опорах, и створками: фюзеляжные - при помощи гидроцилиндров, а крыльевые - кинематически. Створки передней опоры закрывают рычажные механизмы. Для сокращения длины пробега самолета используют тормозной посадочный парашют ПТ-7.

Сначала на самолете устанавливали ТРД АЛ-7Ф-1, а позднее - АЛ-7Ф1-100, -150 или -200, отличавшиеся повышенным ресурсом. Двигатель имел девятиступенчатый компрессор (со сверхзвуковой ступенью на входе, кольцевым перепуском воздуха над 1-й ступенью, поворотными лопатками направляющего аппарата 1-й ступени и управляемым перепуском воздуха за 4-й и 5-й ступенями), кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину и форсажную камеру с регулируемым на два крайних положения соплом. Тяга на форсированном режиме составляла 9600 кгс при удельном расходе 2,3 кг/(кгс*ч), тяга на максимальном режиме - 6800 кгс при удельном расходе топлива 0,96 кг/(кгс*ч). Сухая масса двигателя - 2050 кг, а вместе с самолетными агрегатами - 2325 кг.

Крепление двигателя - трехточечное. Запускают двигатель при помощи турбостартера ТС-19А или ТС-20, работающего на бензине, а управляют режимами работы - при помощи тросовой системы управления дроссельными кранами насоса-регулятора HP-14 на двигателе и электрической системы управления форсажем. Электромеханическая система управления воздухозаборником ЭСУВ-1 обеспечивает непрерывное управление положением конуса во всем диапазоне режимов полета по обобщенному параметру. При этом на дозвуковых скоростях конус находится в полностью убранном положении, а на сверхзвуковых, с ростом скорости свыше определенных значений, конус постепенно выдвигается, обеспечивая оптимальный характер "картины" косых скачков. Топливная система состоит из фюзеляжных и крыльевых топливных баков, суммарной вместимостью 3375 л. В два подвесных бака вмещают еще 1280 л. Топливо - керосин марки Т-1 или РТ.

Система управления самолетом - необратимая бустерная. Основные органы управления: цельноповоротный стабилизатор, руль направления и элероны. Проводка системы управления стабилизатором и элеронами жесткая, при помощи тяг и качалок, а рулем направления - смешанная. Для имитации аэродинамических нагрузок во все три канала включались пружинные загрузочные механизмы (в системе управления рулем направления (РН) их было два, один из которых был сблокирован с шасси и отключался при его выпуске). Кроме этого в систему продольного управления входят: автомат регулирования загрузки АРЗ-1, предназначенный для изменения величины загрузки ручки управления самолетом в зависимости от режима полета, дифференциальный механизм, изменяющий передаточное соотношение между ручкой и стабилизатором по нелинейному закону, и механизм триммерного эффекта. Систему поперечного управления представляют пружинные тяги для управления самолетом при отказе одного из бустеров элеронов, а систему управления РН - демпфер рыскания АП-106М. Исполнительными органами системы управления во всех трех каналах являются бустеры БУ-49: в продольном канале - БУ-49С, в поперечном - БУ-49Э, а в путевом - БУ-49РП, установленные непосредственно около органов управления. Закрылками управляют гидроцилиндры. Аварийный выпуск закрылков осуществляют пневмосистемой.

Гидравлическая система состоит из трех независимых систем: силовой и двух бустерных (основной и дублирующей). Каждая имеет отдельный источник питания - плунжерный насос НП-26/1, установленный на коробке приводных агрегатов двигателя, свою группу гидроагрегатов и отдельные трубопроводы. Для обеспечения работы системы управления в случае отказа двигателя в дублирующую систему параллельно основному насосу подключен аварийный насос НП-27. Максимальное давление в системе -210 кгс/см2, рабочая жидкость - АМГ-10. Силовую гидросистему используют для уборки и выпуска шасси, закрылков, тормозных щитков, конуса воздухозаборника, открытия и закрытия противопомпажных створок, а также автоматического торможения колес при уборке шасси, а бустерные системы - только для обеспечения работы бустеров.

Пневматическая система состоит из шести систем. Две из них: основная и аварийная - обслуживали шасси и предназначались для нормального и аварийного торможения колес главных опор шасси, аварийного выпуска шасси и закрылков. У них, как и у пневмосистемы перезарядки пушек, рабочее тело - сжатый азот в баллонах, зарядное давление в системе - 150 кгс/см2. Питание систем герметизации фонаря кабины, поддавливания топливных баков и бачка силовой гидросистемы осуществляют воздухом, отбираемым за 5-й ступенью компрессора.

Система кондиционирования воздуха обеспечивает летчику в кабине необходимые условия для жизнедеятельности. Воздух для наддува кабины отбирают от 5-й либо от 7-й ступени компрессора.

Система аварийного покидания представлена катапультным креслом собственной разработки ОКБ типа КС и системой аварийного сброса сдвижной части фонаря.

Система противопожарной защиты включает в себя противопожарную перегородку из титанового сплава, установленную в районе шпангоута 31, и специальный кожух, изолирующий горячую зону двигателя, систему сигнализации о пожаре и установку огнетушителя с коллектором распыла.

Основные источники электроэнергии на самолете: генератор постоянного тока ГС-12Т и генератор однофазного переменного тока СГС-7.5Б, установленные на коробке приводов двигателя. Аварийным источником постоянного тока служит аккумуляторная батарея 12САМ-28. Кроме того, на самолете установлены преобразователи ПО-750А - источники переменного однофазного тока стабилизированной частоты и преобразователи ПТ-125Ц - для выработки переменного трехфазного тока стабилизированной частоты. Для подключения к наземным источникам питания установлены вилки аэродромного питания.

Пилотажно-навигационное оборудование самолета Су-7Б позволило совершать полеты днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях. Оно включало: гирокомпас ГИК-1, замененный вскоре на курсовую систему КСИ с указателем курса УКЛ-1 (позднее замененного на УКЛ-2), авиагоризонт АГИ-1, замененный позднее на АГД-1, высотомер ВДИ-30, указатель скорости КУСИ-2500, указатель М = 2,5, вариометр ВАР-300, указатель поворота ЭУП-53, акселерометр АМ-10 и часы АЧХ.

В комплект радионавигационного и радиосвязного оборудования входили: связная УКВ радиостанция РСИУ-4В (позднее РСИУ-5), высотная аппаратура связи из комплекта ККО-2, автоматический радиокомпас АРК-5 (АРК-10), маркерное радиоприемное устройство МРП-56П, радиоответчик СОД-57М радиолокационной системы слепой посадки РСП-6, радиолокационный дальномер СРД-5М, сопряженный с оптическим прицелом АСП-5НМ (НД), ответчик СРО-2М системы госопознавания "Кремний-2М" и аппаратура "Сирена-2" предупреждения о заходе противника сзади.

Вооружение Су-7Б включало систему встроенного артиллерийского вооружения, бомбардировочного вооружения и реактивного вооружения. Встроенное вооружение составляли две пушки НР-30 калибра 30 мм, установленные по одной в корневых частях крыла, с боекомплектом по 65 снарядов на ствол. На самолете имелись четыре точки подвески с универсальными балочными держателями типа БДЗ-57. Бомбардировочное вооружение допускало различные варианты подвески бомб массой до 500 кг, но суммарные массы боевой нагрузки не должны были превышать 2000 кг. Реактивное вооружение включало следующие варианты: 64 НУРС типа С-5 - по 16 в 4 пусковых блоках типа УБ-16, 29 НУРС типа С-3 - по 7 на 4 пусковых устройствах типа АПУ-14 или 4 НУРС типа С-24 на 4 пусковых устройствах типа ПУ-12-40.

Серийный выпуск самолета Су-7Б начал завод в Комсомольске-на-Амуре в 1960 г. Первые серийные машины поступили на вооружение в начале 1961 г. в авиаполк, базировавшийся в п. Мартыновка Одесской области, где и прошли войсковые испытания. 9 июля 1961 г. на воздушном параде в Тушине в воздухе демонстрировались уже серийные экземпляры Су-7Б.

С ростом числа самолетов, находящихся в эксплуатации, резко возросла и аварийность: сказывались недоведенность самолета и отказы двигателя. Специалистам ОКБ, серийного завода и предприятий-смежников пришлось в кратчайшие сроки проводить доработку серийных машин прямо в строю.


Су-7БМ. В январе 1961 г. ОКБ получило задание увеличить дальность полета Су-7Б. Дополнительные топливные отсеки решили разместить в крыле и предусмотреть возможность подвески под крылом двух подвесных топливных баков. Доработанный второй опытный экземпляр самолета - С22-2 поступил на заводские летные испытания в июне, а с октября по ноябрь 1961 г. успешно прошел государственные испытания. На ряде опытных машин Су-7Б в течение 1961 - 1962 гг. ОКБ провело испытания новых приборов и оборудования: системы струйной защиты воздухозаборника, автопилота АП-106М, радиостанции РСИУ-5 и навигационных приборов КСИ-2 и АГД. В течение 1962 г. на серийном заводе была проведена подготовка производства, а с конца года начался выпуск новой модификации самолета, которой был присвоен индекс Су-7БМ (С-22М). В 1963 г. новый самолет поступил в строевые части ВВС и заменил все еще находившиеся на вооружении МиГ-17. Су-7БМ стал первым из Су-7 самолетом ОКБ Сухого, пошедшим на экспорт: в 1964 - 1965 гг. партия Су-7БМ поставлена в ЧССР, а в июле 1965 г. - в Польшу.
<...>


Основные данные Су-7Б/Су-7БМ/Су-7БКЛ/Су-7У
Год выпуска 1960/1962/1965/1966
Двигатель:
число 1/1/1/1
тип АЛ-7Ф-1/АЛ-7Ф-1/АЛ-7Ф-1/АЛ-7Ф-1
тяга, кгс:
на форсированном режиме 9600/9600/9600/9600
на максимальном режиме 6800/6800/6800/9800
Длина самолета (без ПВД), м 16,6/16,6/16,8/17
Высота самолета, м 4,15/4,99/4,99/4,99
Крыло:
размах, м 9,3/9,3/9,3/9,3
площадь, м 34/34/34/34
Масса, кг:
взлетная нормальная 11983/12750/13570/13510
взлетная максимальная 13043/13954/15210/15210
топлива 2760/3000/3220/3010
Скорость максимальная, км/ч 2120/2120/2150/2070
Дальность практическая, км 1130/1875/1650/1430
Потолок практический, м 19500/18500/17600/17000
Длина разбега, м 1350/1450/950/950
Длина пробега, м 900/1000/700/800
Вооружение, пушки:
число 2/2/2/2
тип НР-30/НР-30/НР-30/НР-30
боезапас 2x80/2x80/2x80/2x80
Бомбы, масса, кг. 2000/2000/2000/500
НУРС С-3К, С-5, С-24/С-3К, С-5, С-24/С-3К, С-5, С-24/С-3К, С-5, С-24