Авиация и космонавтика 2011 09
Шрифт:
Система управления поворотом крыла истребителя- бомбардировщика Су-17
Уменьшение взлетной и посадочной скорости потребовало снизить скоростной порог безопасного покидания самолета. Улучшенное катапультное кресло КС4-С32 (с носимым аварийным запасом и аварийной радиостанцией) в случае аварии позволяло спастись летчику не только на высоте, но и на разбеге или пробеге при скорости свыше 140–170 км/ч.
Конструкция крыла, не считая мелких изменений, осталась практически такой же, как и у С-22И. Оно образовывалось профилями семипроцентной толщины со скругленным носком, унаследованных от предшественника Су-7. Кроме узлов подвески вооружения, встроенных в силовые
Поворот подвижных частей крыла обеспечивал усовершенствованный по сравнению с С-22И гидромеханический привод с электродистанционным управлением, включавший два гидромотора, редукторы (два основных и два угловых) и винтовые механизмы. Последние обеспечивали преобразование вращательного движения в поступательное и состояли из шариковинтовой пары и синхронизирующего вала, проходившего с помощью карданов через фюзеляж с огибанием снизу воздушного канала двигателя. Для повышения живучести и надежности привода поворота правый гидромотор питался от силовой, а левый — от первой бустерной гидросистем. Поворотные части крыла в любом положении при неработающих винтовых механизмах удерживали от смещения гидравлические тормоза.
Уборку и выпуск крыла можно было выполнять только на дозвуке и в неманевренном полете без перегрузки (позже это ограничение сняли). Время полной уборки консоли в воздухе составляло 16 секунд, а выпуска — 19 секунд (разница обуславливалась понятным сопротивлением набегающего потока). Перекладка крыла давала смещение центровки на снаряженной машине на 1,3 % (для сравнения, уборка шасси влияла практически так же, приводя к смещению центровки на 1 %). Для компенсации этого явления, пусть и малооощутимого, по мере перемещения крыла выполнялась балансировка самолета триммированием, чем парировалось изменение как центровки, так и запаса устойчивости по перегрузке и сохранение эффективности стабилизатора при изменении стреловидности. Какую-либо автоматизацию системы управления для балансировки машины внедрять не стали, рассудив, что эффект этот при перемещении консолей не носит критичного характера и, при необходимости, легко парируется летчиком, рефлекторно берущим ручку на себя или от себя в ответ на небольшой пикирующий или кабрирующий момент. В акте по испытаниям на этот счет указывалось: "…в процессе перекладки самолет устойчив и управляем, а усилия на ручке управления приемлемы и легко снимаются механизмом триммерного эффекта".
В системе управления перекладкой крыла и механизацией была предусмотрена блокировка на случай ошибочных действий летчика — "защита от дурака", препятствовавшая выпуску закрылков на консолях при сложенном крыле и, наоборот, не позволявшая убрать крыло на большую стреловидность при полностью выпущенных закрылках, что грозило их поломкой, а то и потерей управляемости в воздухе с вполне предвидимыми печальными результатами.
Крыло было рассчитано на эксплуатационную перегрузку самолета без подвесок +6,5 при убранном положении и +5,0 — при выпущенном (увеличение размаха консолей меняло характер нагружения и действующие усилия). Допустимые перегрузки были несколько меньше по сравнению с предшественником Су-7БМ, где они назначались равными +8,0 (правда, у прибавившего в весе Су-7БКЛ их уровень ограничивался значением +7,0). Отчасти это было платой за подвижное крепление консолей, конструкции априори менее жесткой и прочной по сравнению с цельной в тех же весовых рамках; одновременно приходилось учитывать возросший взлетный вес машины — с полной загрузкой вооружением и ПТБ Су-17 "потяжелел" на две с лишним тонны по сравнению с прототипом.
Правая консоль крыла Су-17 (зав. № 86–01). Под фюзеляжем видны узлы подвески стартовых ускорителей СПРД-110
Следует сказать, что с проблематикой обеспечения должной прочности и эксплуатационной надежности подвижного крыла конструкторы "Кулона" справились успешно и каких-либо проблем по этой части у Су-17 не отмечалось (в отличие от микояновского МиГ-23, путь которого оказался на редкость тернистым — крыло самолета потребовало продолжительной доводки, в том числе и в отношении прочности, консоли "трещали", а допустимая перегрузка машин первых модификаций по этой причине ограничивалась значением +5,0 даже при максимальной стреловидности и без боевой нагрузки, причем расправленные консоли сводили допустимую перегрузку до "троечки", что выглядело более чем скромно для истребителя).
Поперечное управление самолетом, в отличие от других машин нового поколения, у Су-17 обеспечивалось исключительно элеронами (их не имел ни один другой самолет с крылом изменяемой геометрии, ни отечественный, ни зарубежный ввиду распространенного тогда мнения о низкой эффективности элеронного управления для стреловидного крыла). Со здоровым консерватизмом конструкторы обошлись без новомодных интерцепторов и задействования в канале управления по крену дифференциально отклоняемого стабилизатора (отказ от последнего выглядел даже несколько необычно, делая Су-17 исключением среди современных сверхзвуковых боевых самолетов). Тем не менее вопрос об "обновлении" системы управления при разработке даже не поднимался: элероны с гидроусилителями исправно служили на исходном Су-7 и, памятуя о том, что "лучшее — враг хорошего", проверенное решение сохранили и на новой машине. Правда, при повороте консолей кинематика проводки элеронов с жесткими тягами приводила к некоторому перемещению золотников бустеров и элероны уходили от нейтрального положения, совместно отклоняясь вниз, хотя ручка управления при этом оставалась на месте. Такой эффект, названный провисанием элеронов, проявлялся при прохождении крыла через промежуточное положение стреловидности порядка 45°, когда увод элеронов достигал 5°; в крайних положениях консолей элероны возвращались в нормальное состояние. Помимо несколько необычной конфигурации самолета с висящими вниз элеронами, появление кривизны профиля крыла при промежуточной стреловидности с отклоненными элеронами сопровождалось небольшим пикирующим моментом.
Устранение провисания элеронов требовало серьезного вмешательства в устройство системы управления с установкой раздвижных тяг, которые бы сохраняли элероны в плоскости крыла по мере перемещения консолей, отрабатывая их увод. Однако летчики не жаловались на возникновение каких-либо неприятных особенностей и на усложнение конструкции не пошли, рассудив, что диапазоны отклонения элеронов в любом положении крыла сохранялись достаточными, как и ход ручки, и характеристики поперечного управления оставались приемлемыми.
Самолет сохранил чистые аэродинамические формы, которыми отличался его предшественник Су-7: так, коэффициент лобового сопротивления на дозвуке (со сложенным крылом) был почти на 20 % меньше, чем у микояновского истребителя- бомбардировщика МиГ-23Б в той же конфигурации. В то же время по показателю аэродинамического качества, при минимальной стреловидности равного 11,7, самолет несколько уступал конкуренту: у МиГ-23Б за счет цельноповоротного крыла с небольшим наплывом оно достигало значения 12,2. А еще МиГ-23Б обладал несколько более выигрышной сверхзвуковой аэродинамикой, унаследованной от истребителя-прототипа. При околозвуковых и сверхзвуковых скоростях, когда значительную роль начинает играть волновое сопротивление, связанное с возникновением ударных волн, коэффициент лобового сопротивления у Су-17 существенно возрастал.
Топливо размещалось в трех мягких вкладных баках и одном герметичном отсеке в фюзеляже, а также в двух кессонах консолей (как и на Су-7БКЛ). Кроме того, под самолет на держатели БДЗ-57М при замене штатных замков на специальные "баковые" с пиротолкателями, можно было подвесить до четырех дополнительных баков емкостью по 600 л, типовых и оставшихся еще с комплекта Су-7Б, или два специально разработанных для С-32 вместительных подвесных бака на 1150 литров керосина каждый. Они крепились на крайние балочные держатели неподвижной части крыла. Отработка новых подвесных баков выполнялась на Су-17 № 86–01 с марта 1971 года. Баки увеличенной емкости прошли испытания также на Су-7БКЛ и Су-7У, однако там приняты не были из-за негативного влияния на поведение самолета. В первом варианте они не оснащались носовыми дестабилизаторами, установленными позднее по результатам испытаний и предназначавшимися для быстрого отвода ПТБ после их сброса от самолета, поскольку пиротехнические толкатели держателей с отстрелом объемистых баков на должное расстояние не справлялись. Полная заправка с подвесными баками достигала 6900 л, а без них — 3400 л (здесь и далее под вместимостью баков понимается их эксплуатационная емкость, за вычетом невырабатываемого остатка). Это обеспечивало приемлемую дальность полета, несмотря на возросший вес серийных машин и прежнюю силовую установку, неэкономичность которой оставалась той еще проблемой.