Авиация и время 2014 06
Шрифт:
Шасси самолета трехопорное с носовым колесом. Основные опоры убираются поворотом к продольной оси самолета в крыло, передняя – против полета в фюзеляж. Все стойки шасси полурычажного типа с воздушно-масляными амортизаторами. На основной стойке установлено одно колесо высокого давления марки КТ-69-410Ш (размер 880x230 мм) с дисковым тормозом, на передней – одно нетормозное колесо высокого давления марки К2-106А (660x200 мм). Передняя опора шасси – управляемая. Механизмом разворота колеса (МРК)управляет летчик посредством педалей. При отключенном МРК разворот самолета осуществляется с помощью тормозов основных колес шасси.
Колея шасси – 3830 мм, база – 5376 мм.
Силовая установка. На самолете установлен один турбореактивный двигатель АЛ-21Ф-3 с форсажной камерой. Статическая тяга двигателя на максимальном режиме – 7800 кгс, на режиме полного форсажа – 11200 кгс, а удельный расход топлива – 0,86 и 1,86 кг/кгс ч, соответственно. Длина двигателя (с форсажной камерой) – 5340 мм, максимальный диаметр 1030 мм, сухая масса – 1580 кг. Двигатель-одноконтурный одновальный,
Закабинный отсек БЦВМ «Орбита-22» и тормозные щитки на Су-22М4
| Основные летно-технические характеристики вариантов самолета Су-17 | ||||||
| Су-17 | Су-17М | Су-17М2 | Су-17МЗ | Су-17М4 | Су-17УМ | |
| Длина самолета с ПВД. м | 18.097 | 18.726 | 18.868 | 19.026 | 19.026 | 19.003 |
| Длина самолета без ПВД, конус убран, м | 16.417 | 17,118 | 17,400 | 17,395 | 17,395 | 17,395 |
| Высота самолета на стоянке, м | 4.962 | 4.856 | 4.856 | 4.889 | 4.889 | 4.900 |
| Площадь крыла. м^2(у = 30°/63°) | 38.5/34.5 | |||||
| Размах крыла. м (у = 30°/63°) | 13.7/10.04 | |||||
| Макс. взлетная масса, кг | 16250 | 17260 | 19000 | 19470 | 19700 | 18510 |
| Пред. посадочная масса, кг | 14200 | 14400 | 14730 | 14800 | 14800 | 14800 |
| Масса пустого самолета, кг | 9950 | 9862 | 10445 | 10730 | 10670 | 10900 |
| Макс. масса нагрузки, кг | 2500 | 3800 | 4000 | 4000 | 4070 | н.д. |
| Максимальная скорость без подвесок, км/ч. на высоте 200 м- на высоте 12000 м | 12002160 | 13502230 | 13502230 | 13502120 | 13501860 | 13502020 |
| Практ. дальность полета без подвесок (Н>10000м, V=550/530 км/ч), км | 980 | 1615 | 1615 | 1650 | 1650 | 1200 |
| Потолок (с 20% остатком топлива), м | 16350 | 16500 | 14700 | 14000 | 15200 | н.д. |
| Тип двигателя | АЛ-7Ф-1-250 | АЛ-21Ф-3 | ||||
| Тяга максимал./Форсаж.. кгс | 6800/9600 | 7800/11200 |
Топливо (керосин марок Т-1, ТС-1 или их смесь) размещается в четырех фюзеляжных и двух крыльевых баках. Емкость топливной системы – 4740 л. Кроме того, до 3500 л топлива самолет может нести в четырех подвесных топливных баках. На двух фюзеляжных держателях и двух крыльевых пилонах могут быть установлены ПТБ по 600 или 800 л. Два ПТБ большей емкости (1150 л) могут подвешиваться только под фюзеляж.
Гидросистема самолета обеспечивает привод ПЧК, выпуск-уборку шасси, закрылков, предкрылков и тормозных щитков, управление конусом воздухозаборника и противопомпажными
Воздушная система служит для торможения колес, аварийного выпуска шасси и закрылков. Она состоит из двух автономных систем: основной и аварийной. Давление в баллонах 150 кг/см^2 , рабочее давление в исполнительных механизмах – 12 кг/см^2 .
Кроме того, сжатый воздух используется для перезарядки пушек, герметизации фонаря кабины, открытия-закрытия и аварийного сброса его крышки.
Электросистема самолета выполнена по однопроводной схеме с присоединением минусового провода на корпус самолета. Питание потребителей постоянным и переменным током обеспечивают два генератора постоянного тока ГС-12Т, аккумуляторная батарея 20НКБН-25, генератор переменного тока СГО-8ТФ, преобразователи ПО-1500ВТ, ПО-750А, ПТ-1000Ц и ПТ-500Ц.
Пилотажно-навигационное, радиотехническое и специальное оборудование. На самолете установлены: навигационный комплекс КН-23-1 (включает РСБН-6С, ДИСС-7, вычислитель В-144, ИКВ-1); система УУАП с совмещенным указателем угла атаки и перегрузки; система воздушных сигналов СВС-П-72-3; система централизованной сигнализации опасных режимов; радиовысотомер малых высот РВ-5; радиостанция Р-832М; радиокомпас АРК-15М; маркерный радиоприемник МРП-56П; система автоматического управления (САУ-22М); система опознавания СРО-2М; самолетный ответчик СО-69; станция предупреждения об облучении ОПО-10; оптический стрелковый прицел АСП-17 и бомбардировочный прицел ПБК- 3-17С; система аварийной регистрации параметров полета САРПП-12Г.
Вооружение. Встроенное вооружение – две пушки НР-30 с боекомплектом по 80 снарядов на ствол. Подвесное вооружение располагается на восьми точках подвески (четырех подфюзеляжных и четырех подкрыльевых) и может включать:
– управляемые ракеты Х-28, Х-29Л, Х-25, Х-23 и Р-60;
– неуправляемые ракеты С-24, С-25 в орудиях 0-25, С-8 в блоках Б-8, С-5 в блоках УБ-32 или УБ-16;
– пушечные контейнеры УПК-23-250 (двухствольная пушка ГШ-23 с боекомплектом 250 снарядов) и подвижные пушечные установки СППУ-22-01 (пушка ГШ-23 с боекомплектом 260 снарядов);
– бомбы калибром 50, 100, 250, 500 кг.
Для управления ракетами Х-29Л и Х-25 под самолет подвешивается станция подсвета «Прожектор», для управления ракетой Х-23 – аппаратура «Дельта», ракетой Х-28 – аппаратура «Метель».
Су- 17М4 из 20-го Гв. АПИБ ВВС РФ перед перелетом из Германии в Россию. Авиабаза Темплин, 5 апреля 1994 г.
Украинский Су-17УМЗ. Запорожье, ЗГАРЗ «МиГ-ремонт», октябрь 2003 г.
Су-20 из 7-го разведывательно-бомбардировочного полка ВВС Польши. Аэродром Повидз, май 1991 г.
Су-22М3 из 31-го АП тактических истребителей ВВС Венгрии. Авиабаза Тацар, сентябрь 1991 г.
Су-17МЗ из состава ВВС Азербайджана. Запорожье, 2003 г.
Су-17МЗ из состава ВВС Йемена. Запорожье, 2003 г.
Иранский Су-22М4 (бывший самолет ВВС Ирака). Авиабаза Шираз, февраль 2010 г.
Су-22М3 из 112-й АЭ ВВС Перу. Авиабаза Талара, апрель 2005 г.
Доработанный Су-22М3 из 937-го ИАП «Красная звезда» ВВС Вьетнама. Аэродром Ханой, середина 2000-х годов