Су-25

Су-25
Описание
Назначение штурмовик
Экипаж, чел. 1
Первый полёт 1975
Начало эксплуатации 1981
Производитель ОКБ Сухого, Россия
Размеры
Длина 15,36 м
Размах крыльев 14,36 м
Высота 4,8 м
Площадь крыльев 33,7 м²
Масса
Пустой 9500 кг
Снаряжённый 14600 кг
Макс. взлётная 17600 кг
Силовая установка
Двигатели 2 ТРД Р-195
Тяга (мощность) 2 х 4413 кгс
Характеристики
Макс. скорость 984 (975 у земли) км/ч
Боевой радиус 1250 (750 у земли) км
Дальность полёта 1850 км
Практический потолок 10000 м
Скороподъёмность - м/мин
Вооружение
Пушечное вооружение Встроенная пушечная установка ГШ-30-2 калибра 30 мм, боезапас 250 снарядов
Кол-во точек подвески 8 (10)
Масса подвесных элементов до 4340 кг
Подвесные вооружения Бомбовая нагрузка : До 8 бомб с лазерным наведением,

8-10 500-,250-кг бомбы, 32 100-кг бомбы,

бронебойные бомбы, напалмовые баки

НУР: 8-10 ПУ УБ-32-57 (320(252) х 57-мм)

или 8-10 240-мм, блоки НАР типа С-5 (57 мм), С-8 (80 мм), С-24 (240 мм) и С-25 (340 мм).

УР: воздух-воздух Р-3(АА-2) или Р-60(АА-8)

воздух-поверхность Х-25МЛ, Х-29Л и С-25Л

Контейнеры СППУ-22 с двухствольной 23-мм пушкой ГШ-23Л с 260 патронами.

Су-25 (Frogfoot по классификации НАТО) — одноместный бронированный дозвуковой штурмовик, предназначен для непосредственной поддержки сухопутных войск над полем боя днём и ночью при визуальной видимости цели, а также объектов с заданными координатами круглосуточно в любых метеоусловиях.

Содержание

История создания

Предпосылки

Находившиеся на вооружении советской фронтовой авиации Су-7Б, МиГ-19, МиГ-21 и Як-28 не удовлетворяли требованиям, предъявляемым к самолётам поля боя. Из-за больших рабочих скоростей полёта и плохой маневренности они не могли эффективно атаковать малоразмерные наземные цели. Не имея бронирования кабины экипажа и ответственных агрегатов, были сильно уязвимы от огня стрелкового оружия и малокалиберной артиллерии. На проведенных в сентябре 1967 г. учениях «Днепр» наиболее эффективными самолётами-штурмовиками оказались… МиГ-17, благодаря отличной маневренности которых пилоты уверенно распознавали и прицельно поражали наземные объекты, а при повторном заходе на цель не теряли с ней визуального контакта.

В научных кругах советских ВВС развернулся поиск концепции нового самолёта непосредственной поддержки сухопутных войск. Хотя не все заинтересованные организации однозначно восприняли идею возрождения штурмовой авиации, главнокомандующий Сухопутными войсками генерал армии И.Г.Павловский, горячий сторонник этой идеи, сумел убедить министра обороны СССР Маршала А.А.Гречко в необходимости разработки штурмовика нового поколения. По требованию военных в марте 1969 г. Минавиапром организовал конкурс. В нем приняли участие четыре КБ. А.И.Микоян и А.С.Яковлев предложили модификации самолётов МиГ-21 и Як-28, С.В.Ильюшин и П.О.Сухой - новые проекты: Ил-102 и Т-8.

Этапы

В начале марта 1968 г. старший преподаватель Военно-воздушной академии» И.Савченко обратился к знакомым специалистам ОКБ П.О.Сухого с предложением совместно разработать проект нового самолёта поддержки сухопутных войск. Вскоре сформировалась инициативная группа, в которую вошли работники ОКБ О.С.Самойлович, Д.Н.Горбачев, В.М.Лебедев, Ю.В.Ивашечкин и А.Монахов. Разработку самолёта, получившего обозначение СПБ (самолет поля боя), было решено начать «нелегально», в домашних условиях, и представить работу генеральному конструктору лишь после того, как в общих чертах будет определен облик самолёта.

Так как заказчик еще не сформулировал тактико-технические требования к самолёту данного типа, работы начались с обоснования концепции штурмовика и его места в системе ВВС, определения потребных летно-технических характеристик и характеристик боевого комплекса. При этом разработчики сознательно отказались от модной тогда концепции универсального самолёта, предусматривавшей его использование как для ударных операций, так и для воздушного боя.

Принцип системного проектирования с учетом требований боевой живучести. На всех этапах разработки Т-8 проводились опытно-конструкторские и экспериментальные работы, благодаря которым создан эффективный комплекс живучести, гарантирующий необходимую работоспособность штурмовика в условиях огневого воздействия ствольных систем и ПЗРК противника.

Аэродинамические характеристики самолёта, изначально заложенные в проект, были довольно высокими. Для их достижения проведен большой объем расчетных и трубных исследований: формы крыла в плане, его профилировки и крутки, типа и параметров механизации, компоновки самолета в целом и др. Впоследствии высокое аэродинамическое качество, хорошие маневренные и взлётно-посадочные характеристики штурмовика позволили выполнять сложные боевые задачи (например, в ограниченном пространстве над целью), обеспечили повышенную безопасность полёта (в том числе со значительными боевыми повреждениями) и эксплуатацию с небольших площадок. Система вооружения штурмовика - простой прицельный комплекс плюс широкая номенклатура неуправляемых (впоследствии и управляемых) средств поражения. На первом этапе проектирования Т-8 планировалось использовать прицел АСП-ПФ, бомбардировочный прицел РБК-3, лазерный дальномер «Фон». Перед запуском в серийное производство на Су-25 установили прицельный комплекс самолета Су-17МЗ, обеспечивающий высокую точность поражения любой наземной цели неуправляемым оружием, возможность применения современных видов управляемого оружия, последовательное воздействие на одну цель различными видами боеприпасов.

6 января 1972 г. П.О.Сухой утвердил общий вид штурмовика Т-8 и подписал приказ о начале его рабочего проектирования. Руководителем проекта был назначен М.П.Симонов. С августа обязанности главного конструктора Т-8 стал исполнять О.С.Самойлович. Ведущим конструктором по самолету 25 декабря 1972 г. назначили Ю.В.Ивашечкина, который впоследствии (с 6.10.1974 г.) стал руководителем темы.

Установка тормозных щитков позволила реализовать на Т-8 идею непосредственного управления боковой силой: в полёте одновременно отклоняли руль направления (возникали боковая сила и курсовой момент) и щиток на консоли, противоположной отклонению руля (возникал момент, уравновешивающий курсовой момент от ВО). Как отмечал проводивший испытания Ильюшин, возникавшая при этом небольшая боковая перегрузка вызывала у него значительный дискомфорт. Медицинскими исследованиями было установлено, что боковая перегрузка свыше 0,65 вредна для человека, в связи с чем дальнейшие работы по управлению боковой силой были прекращены. Однако эти испытания показали, что эффективность вертикального оперения достаточна для компенсации курсового момента, возникающего при несимметричном выпуске воздушных тормозов.

9 марта 1977 г. были утверждены тактико-технические требования к штурмовику. ОКБ представило заказчику эскизный проект самолёта с двигателями Р-95Ш, модифицированным крылом и более совершенным прицельно-навигационным комплексом. С 11 по 24 мая прошла макетная комиссия с участием представителей заказчика и отраслевых институтов.

В марте 1981 г. подписан акт об окончании государственных испытаний и рекомендовано ввести самолёт в эксплуатацию. Принятию штурмовика на вооружение препятствовало невыполнение им которых пунктов ТТЗ. Официал Су-25 был принят на вооружение лишь 1987 г.

Су-25 стали поступать в строевые части в апреле 1981 г. С июня серийные штурмовики начали активно участвовать боевых действиях в Афганистане. Параллельно продолжались испытания прототипов с целью определения потенцианых возможностей самолёта и путей дальнейшего совершенствования. Так, Т-8-6 испытывалась доработанная пушечная установка. Из-за сильных вибраиции при стрельбе в одном из полетов не в шла передняя опора шасси. Лётчик-испытатель Цой посадил самолет на фюзелях рядом с ВПП. После небольшого ремонта машина продолжила испытания. Аналогичный случай произошел в 1982 г. Тбилиси, когда летчик А.Иванов после взлёта был вынужден сажать прототип Т-8-10 без шасси на грунт. После ремонта, и этот штурмовик возобновил полёты. Позже оба происшествия оформили как испытания, на основании которых разработали методику посадки Су-25 с убранным шасси.


16 апреля 1980 г. начались испытания приближенные к боевым. Группа прибыла на авиабазу Шинданд на западе Афганистана. Новое место базирования существенно отличалось от полигонов СССР: аэродром располагался на высоте 1140 м над уровнем моря, в течение суток наблюдались значительные колебания температуры воздуха. Негативно сказывалось и отсутствие у лётчиков опыта полетов в горах. Испытания, в основном по применению вооружения, выполнялись над бывшим танковым полигоном афганской армии в 9 км от базы. Перед авиагруппой не ставилась задача непосредственного участия в боевых действиях, хотя генерал Ю.Шаталин, командир расположенной рядом 5-й механизированной дивизии имел право при необходимости привлекать эти самолёты к ударным операциям. На второй неделе пребывания в Афганистане начали поступать задания по оперативной поддержке сухопутных войск, которые в тот период вели тяжёлые бои с моджахедами в провинции Фаракх, 120 км южнее Шинданда. В отличие от скоростных МиГ-21, МиГ-23 и Су-17, штурмовики Су-25 действовали в горах на малой высоте, что существенно повышало эффективность их применения. Причем, если ранее полёты с бомбовой нагрузкой 4000 кг не производились, то в боевых условиях такая необходимость появилась: Т-8-1Д брал восемь бомб по 500 кг.

Сразу по окончании государственных испытаний, 4 февраля 1981 г. специально для отправки в Афганистан была сформирована 200-я отдельная штурмовая авиаэскадрилья Су-25 (командир - подполковник А.Афанасьев). 18-19 июня 1981 г. эта часть перебазировалась в Шинданд и вскоре начала боевую работу. Именно там за Су-25 закрепилось название «Грач», а рисунок птицы украсил нос самолёта.

Длительное время для подготовки пилотов Су-25 не было специализированного самолёта. В начале применялись спарки Су-17УМЗ, так как системы вооружения самолетов во многом похожи. Однако лётные и взлётно-посадочные характеристики Су-25 и Су-17УМЗ настолько различны, что в дальнейшем подготовку лётчиков-штурмовиков проводили на самолетах L-39.

Особенности строения

По своей аэродинамической компоновке штурмовик Су-25 - самолёт, выполненный по нормальной аэродинамической схеме, с высоко расположенным крылом.

Аэродинамическая компоновка самолёта настроена на получение оптимальных характеристик на дозвуковых скоростях полёта.

Крыло самолета имеет трапецевидную форму в плане, с углом стреловидности по передней кромки 20 градусов, с постоянной относительной толщиной профиля по размаху крыла. Крыло самолёта имеет площадь плановой проекции 30,1 м2. Угол поперечного V крыла составляет - 2,5 градуса.

Нагрузка на крыло выбрана из условий обеспечения полёта у земли в условиях турбулентной атмосферы на скоростях вплоть до максимальной скорости полёта.

Так как исходя из условий полёта в турбулентной атмосфере нагрузка на крыло достаточно высока, то для обеспечения высокого уровня взлётно-посадочных и манёвренных характеристик необходима эффективная механизация крыла. Для этих целей на самолёте реализована механизация крыла, состоящая из выдвижных предкрылков и двухщелевых трехсекционных (маневр-взлёт-посадка) закрылков.

Приращение момента от выпущенной механизации крыла, парируется перестановкой горизонтального оперения.

Установка на концах крыла контейнеров (гондол), в хвостовых частях которых расположены расщепляющиеся щитки, позволила увеличить величину максимального аэродинамического качества. Для этого оптимизирована форма поперечных сечений контейнеров и место их установки относительно крыла. Продольные сечения контейнеров представляют собой аэродинамический профиль, а поперечные сечения - овальные с уплотненной верхней и нижней поверхностями. Испытания в аэродинамических трубах подтвердили расчеты аэродинамиков на получение при установке контейнеров более высоких значений максимального аэродинамического качества.

Тормозные щитки, установленные в крыльевых контейнерах, удовлетворяют всем стандартным требованиям к ним - увеличению сопротивления самолёта не менее чем вдвое, при этом их выпуск не приводит к перебалансировке самолёта и уменьшению его несущих свойств. Тормозные щитки выполнены расщепляющимися, что позволило увеличить их эффективность на 60%.

На самолёте применен фюзеляж с боковымим нерегулируемыми воздухозаборниками с косым входом. Фонарь с плоским лобовиком плавно переходит в гаргрот, расположенный на верхней поверхности фюзеляжа. Гаргрот в хвостовой части фюзеляжа сливается с хвостовой балкой, разделяющей гондолы двигателей. Хвостовая балка - платформа для установки горизонтального оперения с рулем высоты и однокилевого вертикального оперения с рулем направления. Хвостовая балка заканчивается контейнером парашютно-тормозной установки (ПТУ).

Аэродинамическая компоновка штурмовика Су-25 обеспечивает:

получение высокого аэродинамического качества в крейсерском полёте и больших коэффициентов подъемной силы на режимах взлёта и посадки, а также на маневрировании;

благоприятное протекание зависимости продольного момента по углу атаки, что препятствует выходу на большие закритические углы атаки и, тем самым, повышает безопасность полёта;

высокие маневренные характеристики при атаке наземных целей;

приемлемые характеристики продольной устойчивости и управляемости на всех режимах полёта;

установившийся режим пикирования с углом 30 градусов при скорости 700 км/час.

Высокий уровень аэродинамического качества и несущих свойств обеспечили возможность возвращения самолёта с большими повреждениями на аэродром.

Фюзеляж самолёта имеет эллипсовидное сечение, выполнен по схеме полумонокок. Конструкция фюзеляжа сборно-клепанная, с каркасом, состоящим из продольного силового набора - лонжеронов, балок, стрингеров и поперечного силового набора - шпангоутов. Технологически фюзеляж разделяется на следующие основные части:

головную часть фюзеляжа с откидным носком, откидной частью фонаря, створками передней опоры шасси;

среднюю часть фюзеляжа со створками главных опор шасси ( к средней части фюзеляжа крепятся воздухозаборники и консоли крыла);

хвостовую часть фюзеляжа, к которой крепятся вертикальное и горизонтальное оперение.

Контейнер тормозного парашюта представляет собой законцовку хвостовой части фюзеляжа.Эксплутационных разъемов фюзеляж самолёта не имеет.

В конструктивно-компановочном плане головную часть самолёта можно разделить на следующии отсеки:

- носовую часть фюзеляжа, расположенную перед кабиной и представляющую из себя негермитичный водозащещенный отсек радиоэлектронного оборудования, имеющую сборно-клепную конструкцию и не разъемный стык с кабиной. Для обеспечения доступа к радиоэлектронному оборудования, размещенного в отсеке, на боковых поверхностях носовой части фюзеляжа выполнены быстросъемные люки, а в передней части откидной носок, который откидывается вверх, а в закрытом виде фиксируется с помощи направляющих штырей и замков;

- кабину с фонарем лётчика, изготовленную из титановых плит, сваренных между собой. В стенках кабины имеются отверстия для прохода коммуникаций и гнезда для такелажных узлов. На полу кабины установлена поперечная балка, воспренемающая нагрузку от узлов крепления подкоса передней опоры шасси. На задней стенки кабины установлены направляющие рельсы кресла. В кабине установлены приборные доски и пульты, органы управления самолётом и двигателем, катапультное кресло лётчика. На левом борту самолёта установлена откидная подножка, ниша которая имеет коробчетое сечение. Кабина выполнена негерметичной, пылезащещенной с избыточным давлением 0, 03-0, 05 атмосфер. Плита авиационной титановой брони, из которых сварена кабина имеет толщину от 10 до 24 мм. Потери избыточного давления в кабине сведены до минимум за счет герметизации швов и стыков, уплотнение выходов тяг и трубопроводов;ненадувного уплотняющего шланга по всему периметру разъема на откидной части фонаря;

- фонарь лётчика состоит из неподвижной передний и откидной частей.Откидная часть фонаря крепится на фюзеляже с помощью замков, жестко закрепленных на подфонарной раме и на левом боковом профиле откидной части. закрытия Открытие фонаря производится в ручную.Подвижная часть откидывается при эксплуатации вправо. При аварийном сбросе фонарь откидывается назад.

- негерметичный подкабинный отсек, расположенный между 4-м и 7-м шпангоутами, в котором установлена авиационная пушка калибра 30 мм с патронным ящиком, системой сбора звеньев и выброса стрелянных гильз и размещена встроенная лебедка для подъёма и опускания патронного ящика. Пушка установлена на силовой балке, прикрепленной к полу кабины и к передней консольной балке;

- нишу передней опоры шасси, расположенную частично в подкабинном отсеке и частично в закабинном. Нишу окантовывают бимсы. Снизу ниша закрывается двумя створками. Для защиты радиоэлектронного оборудования, расположенного в закабинном отсеке, в нише колеса установлен защитный кожух, выполненный съемным для облегчения доступа к оборудованию;

- закабинный отсек, расположенный между кабиной (шпангоут 7) и передним топливным баком (шпангоут 11), представляет собой пылевлагозащищенный отсек радиоэлектронного оборудованию Для обеспечения доступа к оборудованию на верхней и боковых поверхностях головной части фюзеляжа имеются быстросъемные люки. На левом борту в нише бакабинного отсека расположена встроенная откидная трехсекционная стремянка, предназначенная для входа в кабину и подъема на центральную часть фюзеляжа и крыло без использования неземных средств.

Средняя часть фюзеляжа в конструктивно-компоновочном плане делится на следующие отсекам:

передний топливный бак, собранный из клепанных (за исключением нижней - фрезерованной) панелей, расположен между 11-м и 18-м шпангоутами. Для доступа внутрь бака на боковой поверхности имеется люк. В верхней части топливного бака имеется дополнительная надстройка, на верхней поверхности которой расположены агрегаты топливной системы, в том числе заливная горловина;

расходный топливный бак расположенный между 18-м и 21-м шпангоутами. В нижней панели бака выполнен люк для обеспечения доступа внутрь бака. Крышка люка выполнена из бронеплиты, В задней стенке бака расположен круглый технологический люк;

центроплан, установленный сверху, в средней части фюзеляжа, служит для крепления консолей крыла. Центроплан представляет из себя топливный бак-отсек, часть расходного бака. Состоит из верхней и нижней фрезерованных панелей, соединенных между собой нервьюрами и передней и задней стенками и технологическими люками в них.

Консоли крыла крепятся к центроплану при помощи фланцевого стыка по контуру силовых нервюр;

ниши главных опор шасси. расположенные под передним топливным баком (между 12-м и 18-м шпангоутами) слева и справа от плоскости симметрии фюзеляжа. Верхняя часть ниши главных опор ограничена воздушными каналами. Ниша каждой главной опоры шасси закрыта тремя створками;

негерметичный, водозащитный гаргрот, расположенный в верхней части фюзеляжа над передним топливным баком и центропланом между 11 и 20 шпангоутами. Гаргрот служит для размещения трубопроводов дренажа и наддува баков топливной системы, жесткой проводки системы управления самолетом и других коммуникаций. Гаргрот разделен двумя продольными стенками на три секции - центральную и две боковые;

воздушные каналы, проходящие через среднюю часть фюзеляжа от воздухозаборников к мотоотсекам двигателей. Воздушные канады проложены в фюзеляже с зазором относительно топливных баков и опираются на шпангоуты фюзеляжа.

Хвостовая часть фюзеляжа конструктивно-компоновочно делится на следующие отсеки:

хвостовую балку-платформу для установки вертикального и горизонтального оперения. Силовой каркас балки образован поперечным набором шпангоутов и продольным набором верхних, средних и нижних лонжеронов и стрингеров. Хвостовая балка состоит из отсеков, в которых размещено оборудование самолетных систем и систем двигательной установки, а также силовой привод перестановки стабилизатора и контейнер тормозных парашютов. Негерметичный, водозащищенный отсек оборудования расположен в хвостовой балке между 21-м и 35-м шпангоутами. Верхняя секция обшивки хвостовой балки перед килем выполнена в виде съемных крышек люков. На нижней поверхности балки также находятся люки с откидными крышками на замках или болтах. По бортам балки имеются съемные люки для подхода к узлам подвески двигателей. Узлы навески вертикального оперения и стабилизатора установлены на силовых шпангоутах балки. На боковых поверхностях хвостовой балки установлены обтекатели ( зализы) гондол двигателей;

две негерметичные мотогондолы двигателей, расположенные по бортам хвостовой балки фюзеляжа. Каждая мотогондола состоит из несъемной части, состыкованной с хвостовой балкой фюзеляжа, и съемной части - хвостового кока. На силовых шпангоутах мотогондол установлены узлы крепления двигателей. Внутренними стенками мотогондол служат боковые стенки хвостовой балки фюзеляжа. нижняя поверхность несъемных частей мотогондолы состоит из переднего и заднего откидных капотов, обеспечивающих доступ к двигателю. На мотогондолах имеется ряд эксплуатационных люков. На верхней поверхности каждой мотогондолы установлено по одному воздухозаборнику охлаждения двигательного отсека.

На штурмовике Су-25 установлено свободнонесущее, высокомеханизированное крыло малой стреловидности и большого удлинения.

Крыло состоит их двух консолей, соединенных с центропланом, составляющим одно целое в фюзеляжем. Крыло выполнено по кессонной схеме, поэтому силовую основу каждой консоли составляет кессон, к которому крепятся носовая и хвостовая части консоли. На торцах консолей установлены гондолы с тормозными щитками.

Кессон крыла воспринимает все внешние нагрузки и передает их на центроплан. Кессон крепится к центроплану болтами посредством фланцевого стыка по контуру бортовой нервюры.

Кессон состоит из переднего и заднего лонжеронов, верхней и нижней панелей и нервюр. Внутренняя часть кессона, ограниченная лонжеронами и нервюрами, выполнена герметичной и является топливным баком-отсеком.

На каждой консоли крыла установлено по пять точек подвески вооружения. Основные передние узлы точек подвески установлены по силовым нервюрам на переднем лонжероне со стороны кессона. Из пяти держателей, установленных на каждой консоли крыла, четыре взаимозаменяемых держателя типа БДЗ-25, обеспечивающих пременение всех видов бомбардировочного, ракетного и артиллерийского вооружения, и подвесных топливных баков; один пилон-держатель, предназначенный для установки пускового устройства АПУ-60 для управляемых ракет класса “воздух-воздух” Р-60. Все держатели крепятся к крылу при помощи шкворневых соединений.

В носовой части крыла расположены тяги управления элеронами, система управления предкрылками, жгуты системы управления вооружением, идущие к держателям, электропроводка. Силовой набор носовой части состоит из носков, верхней и нижней обшивок. Часть носков выполнена силовыми, и на них установлены опорные элементы, по которым скользят рельсы предкрылков при их выдвижении и уборке.

Хвостовая часть консоли расположена между кессоном и задней стенкой. В хвостовой части расположены выходные патрубки трубопроводов топливной системы, трубопроводы и агрегаты гидравлической системы управления закрылками, тормозными щитками, бустера управления элеронами. В хвостовой части по осям гидроцилиндров управления закрылками установлены обтекатели гидроцилиндров, состоящие из двух частей: неподвижной, закрепленной на нижней части консоли, и подвижной, закрепленной на гидроцилиндре управления закрылком. Силовой набор хвостовой части состоит из диафрагм, верхней и нежней обшивок, В хвостовой части расположены кронштейны навески закрылков и элеронов.

На конце каждой консоли крыла установлены гондолы с тормозными щитками. Тормозные щитки расположены в хвостовой части гондолы и являются ее естественным продолжением. верхние и нижние основные щитки кинематически связаны между собой и открываются вверх и вниз на одинаковый угол, равный 55 градусам. Привод щитков гидравлический. Верхний и нижний основные щитки имеют дополнительные щитки, которые кинематически связаны с каркасом гондолы. При отклонении основных щитков одновременно отклоняются и дополнительные, и, при максимальном угле открытия основных щитков, равном 55 градусам, дополнительные щитки отклоняются на угол 90 градусов относительно наружной плоскости основных щитков. Площадь тормозных щитков составляет 1, 2 кв.м.

Крепление гондол к крылу осуществляется контурным угольником по верхней и нижней панелям кессона крыла и фитингами со стенками лонжеронов.

На нижней поверхности гондол установлены фары, а на боковой поверхности с внешней стороны - бортовые аэронавигационные огни и разъемы наземного переговорного устройства. На гондолы устанавливаются также противобликовые щитки, предназначенные для защиты кабины от засветки фарами.

На каждой консоли крыла установлен пятисекционный предкрылок, двухсекционный закрылок и элерон.

Предкрылок установлен по всему размаху консоли. каждая секция предкрылка имеет по два рельса дл навески на носовую часть консоли. Управление предкрылком обеспечивается двумя приводами. В корневой части третьей секции предкрылка имеется ступенька по теоретическому контуру, образующая “зуб” по передней кромке предкрылка. Конструкция предкрылка состоит из диафрагм, в том числе силовых, по которым крепятся рельсы, в верхней и нижней обшивок. Секции предкрылка соединяются между собой штырями. Угол отклонения на маневре - 6 градусов, на взлете и посадке - 12 градусов.

Обе секции закрылка каждой консоли двухщелевые, сдвижные, с дефлектором. Внутренние и внешние секции закрылка попарно взаимозаменяемы. Закрылки установлены на кронштейнах хвостовой части крыла на стальных ползунах и на роликах-ловителях.

Силовой набор каждой секции закрылка состоит из лонжерона, двух силовых рельсовых нервюр, силовой преводной нервюры, диафрагм, верхней и нежней обшивок. Все секции закрылков взаимозаменяемы.

Над любой частью закрылка закреплен неподвижно связанный с ним дефлектор. Предкрылки и закрылки трехпозиционные, имеют положения: полетное, маневренное и взлетно-посадочное. Угол отклонения закрылка на маневре - 10 градусов, на взлете и посадке - 40 градусов.

Элерон крыла расположен в концевой части крыла. Элерон имеет три узла навески и осевую компенсацию.

Силовой набор элерона состоит из лонжерона, передней стенки, набора носков и нервюр, верхней и нежней обшивок, лобовиков и балансирами и хвостового профиля. Балансиры прикреплены к передней стенке элерона. Угла отклонения элерона +/- 23 градуса.

Горизонтальное оперение самолёта Су-25 состоит их двух консолей стабилизатора и центроплана, составляющих единое целое. Стабилизатор имеет три установочных положения и управляется с помощью привода. Стабилизатор навешивается двумя узлами на силовой шпангоут хвостовой балки, имеет поперечное V, равное +5 градусов.

Продольный набор стабилизатора состоит из двух неразъемных лонжеронов, передних стенок, стрингеров, поперечный набор - из нормальных и силовых нервюр. На силовых нервюрах установлены узлы навески стабилизатора и его привода. К переднему лонжерону стабилизатора крепятся несъемные лобовики. Руль высоты состоит из двух раздельных половин, связанных между собой карданным валом. На каждой половине руля высоты установлен бустер, а на правой половине дополнительно установлен триммер.

Руль высоты имеет аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Каждая половина руля высоты навешивается на стабилизатор по трем узлам.

Триммер и бустера также имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку.

Вертикальное оперение самолёта состоит из киля, руля направления и демпфера рыскания.

Киль состоит из центральной силовой части, лобовика и радиопрозрачной законцоки. Продольный набор центральной силовой части киля состоит из трех лонжеронов, передней стенки и стрингеров, поперечный набор - из нервюр, в том числе силовой бортовой нервюры и замыкающей концевой нервюры по стыку с радиопрозрачной законцовкой. Киль крепится к фюзеляжу по трем силовым шпангоутам. Лобовик киля съёмный и крепится на болтах к передней стенке силовой части.

В верхней части киля ниже радиопрозрачной законцовки установлен хвостовой аэронавигационный огонь. в киле установлены блоки регистрации полетных параметров системы “Тестер”. В основании киля установлены воздухозаборники системы охлаждения генераторов.

Руль направления имеет аэродинамическую и весовую компенсацию, навешивается на киль на трех узлах. На руле направления расположен триммер и кинематический сервокомпенсатор. На задней кромке руля направления установлены балансировочные пластины.

Конструктивно руль направления состоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля.

Демпфер рыскания - верхняя часть руля направления - имеет аэродинамическую и весовую балансировку, навешивается на киль на двух шарнирных опорах. Демпфер рыскания состоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля.

На самолёте Су-25 установлены нерегулируемые боковые воздухозаборники с косыми овальными входами, представляющие собой передние части воздушных каналов двигателей.

Для уменьшения потерь полного давления на входе в компрессор двигателя при работе на месте и при малых скоростях полёта, воздухозаборники имеют скругленные входные кромки.

Между бортами фюзеляжа и воздухозаборниками расположены дозвуковые клинья слива пограничного слоя, накопившегося на поверхности фюзеляжа, и имеющие ширину 60 мм. Для улучшения работы воздухозаборника на больших углах атаки, плоскость входа воздухозаборника скошена при виде сбоку на 7 градусов. Воздухозаборники имеют сборно-клепанную конструкцию. Носок воздухозаборника имеет продольные диафрагмы для увеличения жесткости конструкции на входе воздушного канала. Внутренняя обшивка воздухозаборника подкреплена кольцевыми шпангоутами, воспринимающими нагрузку разрежения и давления в воздушном канале.

В верхней части каждого воздухозаборника, над воздушным каналом расположены отсеки самолётного оборудования. Доступ к которым обеспечивается через съемные люки. На верхней поверхности правого воздухозаборники установлен заборник воздухо-воздушного радиатора системы кондиционирования.

Шасси самолёта выполнено по трехопорной схеме с носовым колесом. Главные опоры шасси расположены под средней частью фюзеляжа и убираются в ниши фюзеляжа движением вперед-против полёта и к плоскости симметрии самолёта.

Передняя опора движением назад по полёту убирается в нишу, расположенную частично в подкабинном и частично в закабинном отсеках. Передняя опора шасси смещена относительно оси симметрии самолёта, что обусловлено ее совместным размещением со встроенной пушечной установкой в подкабинном отсеке.

Ниши главных и передней опор закрываются створками. Створки имеют кинематические приводы закрытия на земле и в полёте. На главных опорах шасси установлено по одному тормозному колесу типа КТ-136Д с широкопрофильными пневматиками 840х360 мм. На передней опоре шасси установлено нетормозное колесо типа КН-21 с пневматикам 660х200мм.

Рычажная подвеска колес основных и передней опор обеспечивает амортизацию шасси от вертикальных и боковых сил. В выпущенном положении основные опоры самолёта фиксируются замками звеньев складывающихся подкосов.

Для улучшения маневренности самолёта при движении по земле применена система поворота колеса передней опоры с управлением из кабины.

Управление поворотом колеса передней опоры осуществляется отклонением педалей, связанных механическим приводом с золотниковой головкой гидравлического механизма поворота колес. Амортизация шасси пневмогидравлическая. Выпуск и уборка шасси производится от гидросистемы.

Для защиты воздухозаборников от попадания в них посторонних предметов при взлёте, посадке и рулении самолёта по взлётно-посадочной полосе на переднюю опору шасси установлен грязезащитный щиток.

Еще одним штатным средством торможения, предназначенным для сокращения длины пробега самолёта при посадке и прерванном взлёте является парашютно-тормозная установка.

Контейнер ПТУ является законцовкой хвостовой балки фюзеляжа, в котором размещен вытяжной парашют с пружинным механизмом, второй вытяжной парашют. двухкупольный тормозной парашют типа ПТК-25 с куполами крестообразной формы с площадью по 25 квадратных метра каждый и соединительное звено.

Контейнер парашютно-тормозной установки крепится по периметру к силовому шпангоуту хвостовой балки и имеет внешне конусообразную формы, образованную наружной обшивкой. Внутренняя обшивка образует цилиндр, в котором установлена ПТУ. Створка ПТУ представляет собой шаровой сегмент, который перед выпуском парашютов отклоняется вверх.

В систему управления самолётом входит управление рулем направления ( ножное управление), управление элеронами и рулями высоты, управление триммерами, управление стабилизатором (ручное управление).

Для уменьшения усилий на ручке управления самолетом в поперечном канале установлен бустер. Для снятия усилий с ручки управления в системе управления рулем высоты и элеронами установлены механизмы триммерного эффекта с дистанционным электрическим управлением.

Нагрузки от элеронов на ручку управления не передаются; гидроусилители, включенные в систему управления по необратимой схеме, полностью воспринимают шарнирные моменты, возникающие от аэродинамических нагрузок на ручке управления в системе управления элеронами установлен пружинный загрузочный механизм, который изменяет усилия на ручке управления в зависимости от углов отклонения элеронов.

Триммер установлен также и на руле направления.

На самолёте установлены два взаимозаменяемых бесфорсажных турбореактивных двигателя Р-95Ш, с нерегулируемым соплом с нижерасположенной коробкой приводов, с автономным электрическим запуском.

Двигатели размещены в мотоотсеках по обеим сторонам хвостовой балки самолёта.

Воздух в двигатели подается по двум цилиндрическим воздушным каналам с овальными дозвуковыми нерегулируемыми воздухозаборниками.

Передний торец двигателя стыкуется с воздушным каналом через резиновый уплотнительный жгут.

Двигатель самолёта имеет нерегулируемое сужающееся сопло, расположенное в хвостовой части мотогондолы так, что его срез совпадает со срезом мотогондолы. Между внешней поверхностью сопла и внутренней поверхностью мотогондолы имеется кольцевой зазор для выхода воздуха, продуваемого через мотоотсек. Вследствие отрицательного влияния струи двигателя Р-95Ш на горизонтальное оперение угол излома сопла был отклонен вниз на 2 градуса.

Двигатели крепятся к силовым шпангоутам мотогондолы в двух поясях: переднем и заднем. Передний пояс крепления состоит из трех узлов - двух боковых, регулируемых по длине тяг, и верхней цапфы-штыря. Тяги воспринимают вертикальные усилия, а штырь - тягу двигателя и боковые нагрузки. Задний пояс крепления состоит из трех узлов: двух регулируемых по длине боковых тяг, воспринимающих вертикальные усилия, и верхней горизонтальной тяги, воспринимающей боковые нагрузки.

К системам, обеспечивающим работу силовой установки самолёта, относятся:

  • топливная система;
  • система управления двигателями;
  • приборы контроля работы двигателей;
  • система запуска двигателей;
  • система охлаждения двигателей;
  • система противопожарной защиты;
  • система дренажа и суфлирования.

Для обеспечения нормальной работы двигателей и его систем система дренажа обеспечивает выведение остатков топлива, масла и гидросмеси за борт самолёта после остановки двигателей или в случае неудавшегося запуска.


Ссылки


Самолёты ОКБ им. П. О. Сухого (ОАО «Компания «Сухой»)

Работы в рамках независимого КБ
Су-1 | Су-3 | Су-5 (И-107) | Су-6 | Су-7 | Су-8 | Су-9
Су-11 | Су-13 | Су-12 | Су-15 | Су-17
Су-22 | Су-24 | Су-25 | Су-27
Су-30 | Су-32 | Су-33 | Су-34 | Су-35 | Су-37 | Су-39
Т-4 | С-37 «Беркут» (Су-47)
Работы под общим руководством А. Н. Туполева
И-14 (АНТ-31-БИС) | Су-2 (ББ-1) | Родина (АНТ-37-БИС)
Гражданские разработки
Су-80 | Су-26, Су-29, Су-31 | RRJ

Исходный текст этой статьи основан на материалах сайта www.airwar.ru. Текст был опубликован с разрешения владельца сайта.
 
Начальная страница  » 
А Б В Г Д Е Ж З И Й К Л М Н О П Р С Т У Ф Х Ц Ч Ш Щ Ы Э Ю Я
A B C D E F G H I J K L M N O P Q R S T U V W X Y Z
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Home