Су-24 - фронтовой бомбардировщик

Су-24 - фронтовой бомбардировщик

Фронтовой бомбардировщик Су-24 - машина, весьма критичная к уровню подготовки летного состава

Историю создания Су-24 следует начать с 1963 г., когда в ответ на проект американского истребителя-бомбардировщика нового поколения F-111 в конструкторском бюро П. О. Сухого приступили к созданию ударного самолета С-6. С самого начала ставилась задача построить боевую машину с коротким взлетом и посадкой. Однако проект С-6 вскоре свернули из-за низких взлетно-посадочных характеристик машины. Было принято решение о разработке нового прототипа (который и построили к 1967 г.), получившего обозначение Т-6-1.

Но затем дальнейшая разработка Т-6-1 была остановлена, поскольку изменились требования ВВС к фронтовому бомбардировщику. ОКБ П. О. Сухого сконцентрировало свои усилия на проекте бомбардировщика с крылом изменяемой стреловидности. ВВС требовался самолет, способный наносить ракетно-бомбовые удары в простых и сложных метеорологических условиях, в дневное и ночное время, в том числе на малых высотах, с прицельным поражением наземных и надводных целей в режиме ручного и автоматического управления. Помимо этого, машина должна была обладать специальной аппаратурой, позволяющей производить полет с огибанием рельефа местности на высоте 200 метров со скоростью более 1300 км/ч.

Применение крыла изменяемой геометрии обеспечило самолету хорошие характеристики в широком диапазоне высот и скоростей полета. В качестве базовых были определены углы стреловидности крыла в 160, 350, 450 и 690. Данные параметры подходили для взлета и посадки, крейсерского полета, режимов маневрирования и полетов на больших скоростях соответственно.

Первый полет прототипа состоялся 17 января 1970 г. В воздух его поднял В. С. Илюшин. Испытания этого самолета продолжались шесть лет, хотя решение о запуске нового бомбардировщика в серию под индексом Су-24 было принято на первом году испытаний (когда стали очевидными его преимущества перед Т-6-1).

В декабре 1971 г. поднялся в воздух первый серийный Су-24, производство которого осуществлял Новосибирский авиационный завод. В течение нескольких лет первые серийные машины проходили войсковые испытания. В 1975 г. вышло специальное постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о принятии нового фронтового бомбардировщика на вооружение ВВС и авиации ВМФ.

На Су-24 было установлено много разнообразного оборудования. Основу РЭО самолета составляла прицельно-навигационная система ПНС-24 "Пума", в состав которой были включены РЛС переднего обзора "Орион-А", многорежимная система автоматического управления САУ-6, радиолокатор предупреждения столкновения "Рельеф" и пассивная система радиолокационной разведки "Филин-Н". Управление ПНС-24 осуществляло цифровое вычислительное устройство ЦВУ-10-058 "Орбита-10".

В состав вооружения самолета входили управляемые и корректируемые ракеты и бомбы класса "воздух-поверхность" и управляемые ракетные снаряды класса "воздух-воздух", неуправляемые бомбы и НУРСы, размещенные на восьми точках внешней подвески, а также встроенная шестиствольная пушка калибра 23 мм. Самолет предназначался для нанесения высокоточных ударов по целям противника в любых метеоусловиях, днем и ночью. Эффективное применение вооружения обеспечивали телевизионный и радиолокационный прицелы.

Радиолокационный прицел имел два диапазона работы. В диапазоне малых высот (до 1500 м) особенно точным был режим работы в миллиметровом диапазоне, позволяющий прицелиться по малоразмерным целям.

Рабочие места членов экипажа в кабине Су-24 размещены рядом: слева -место летчика, справа - штурмана. Приборная доска была общей, но приборы летчика и штурмана работали параллельно от разных систем, поэтому при отказе одних можно было легко управлять самолетом. Такая конструкция была очень удобной и в том плане, что во время учебных полетов инструктор, находившийся в кабине справа, мог контролировать показания приборов пилота и сравнить со своими показателями. Правда, очень неудобно располагался вариометр, находившийся только у летчика и, таким образом, усложнявший инструктору пилотирование горизонтальных фигур.

Обзор из кабины Су-24 в заднюю полусферу был очень плохой. Чтобы хоть как-нибудь оглянуться назад, пилотам приходилось крепить на руки зеркала, взятые из дома.

Летчики отмечали как положительный тот факт, что превратить боевой самолет в инструкторский не составляло большого труда. Для этого необходимо было отстегнуть мешавший тубус штурмана, предназначенный для более удобного наблюдения за индикаторами телевизионного и радиолокационного прицелов, и затем вместо короткой ручки управления поставить длинную.

На Су-24 была впервые сделана электрическая система управления рычагов управления двигателями. На других самолетах, как правило, система была тросовая (механическая). Пилоты рефлекторно чувствовали, какое усилие было необходимо для набора двигателем определенных оборотов. В кабине Су-24 у инструктора находились два нажимных бегунка в вертикальном положении. При их нажатии было достаточно сложно вывести двигатель на требуемое количество оборотов. Причем обороты контролировались только у летчика, что часто приводило к рассогласованности РУДов между инструктором и пилотом (у которого в таком случае РУДы выходили из зацепления, что было очень неудобно). На эту систему поступало много жалоб со стороны авиаторов. Отметим, что электрическая система управления РУДов позволяла регулировать обороты только в диапазоне "малый газ - максимал". Форсажные режимы и режим остановки двигателя регулировались отдельной кнопкой.

Во время ночных полетов подсветку приборов убирали до минимума. Летчики жаловались, что зеленая лампочка на щитке вооружения всегда ярко светила и тем самым очень мешала экипажу. Пилоты для уменьшения яркости специально замазывали ее пластилином.

Обзор из кабины для работы по наземным целям вполне устраивал летчиков. Однако в заднюю полусферу обзор был очень плохой. На самолете не устанавливались боковые, верхние зеркала и перископ. Это было весьма неудобно для полета в группе (например, когда ведущему пилоту приходилось смотреть назад вправо через штурмана). Экипажи выходили из этих ситуаций по-разному, зачастую приспособляя на руки свои собственные небольшие зеркала, взятые из дому.

С точки зрения вооружения плохо было то, что настройки программы по применению оружия, произведенные в ходе предполетной подготовки, в воздухе изменить было практически невозможно. Если была необходимость, допустим, вместо бомб подвесить контейнеры с НУРСами, то нужно было заново перенастраивать всю программу, что делало приготовление к следующему вылету очень долгим.

При подготовке системы вооружения необходимо было очень точно выставить навигационный комплекс, в котором существовало три режима начальной выставки. Между боевыми вылетами всегда пользовались третьим. А для нанесения высокоточных ударов нужна была дополнительная, более точная выставка, что занимало еще определенное количество времени.

Летчики положительно отзывались о бортовом комплексе обороны (БКО), который значительно улучшил выживаемость самолета в бою. Система была оборудована дипольными отражателями, инфракрасными ловушками, а также ложными тепловыми целями. А теплопеленгатор "Мак-УЛ" предупреждал летчика о том, что по самолету выпущена ракета.

На нескольких самолетах бортовые комплексы были специально настроены не под американские частоты, а под советские. Это было сделано для того, чтобы при проведении учений летчики-истребители умели идти на перехват в режиме сложной помеховой обстановки. Комплекс работал в автоматическом режиме. Допустим, ставились помехи, уводящие по дальности и угловым координатам. В случае захвата предполагаемым противником самолета-цели система сообщала, что противник перешел на режим автосопровождения. При полете группой для противника самым сложным режимом был режим "мерцающая помеха". В этом случае захват перебрасывался с одного самолета на другой. А это приводило в конечном итоге к невыполнению боевой задачи истребителями.

Что касается режима огибания рельефа местности, то сначала летчики пробовали летать в директорном режиме. Над ровной поверхностью экипажу нужно было отъюстировать истинную высоту и проследить, чтобы вся система настроилась. Автопилот, надо отметить, очень резко выводил боевую машину как на положительные перегрузки, так и на отрицательные. На самолете был установлен радиолокатор предупреждения о столкновении с естественными наземными препятствиями (РПС) "Рельеф". Принцип действия данного устройства следующий. С момента включения из него исходили два луча. При попадании первого луча на препятствие прибор высчитывал, когда наткнется на это препятствие второй луч и затем вырабатывал сигнал, уводящий самолет на нужный угол с необходимой перегрузкой.

Су-24 был одним из первых самолетов, бортовая цифровая вычислительная машина которого позволяла штурману вносить изменения в маршрут по координатным сеткам. Надо было внести долготу и широту, и система сразу определяла дальность и путевую скорость с использованием доплеровского измерителя скорости и сноса (ДИСС-7).

Двигатели на бомбардировщике Су-24 расположены очень близко друг к другу. В практике эксплуатации имели место случаи несинхронного включения форсажей. При взлете с мокрой полосы летчикам было рекомендовано включать форсажи "вдогон". То есть пилот выводил максималы, отпускал тормоза, самолет начинал разгон по ВПП и только тогда включался форсажный режим. Данные рекомендации были связаны с тем, что при разном коэффициенте трения для колес (например, когда одно колесо находится в луже) или несинхронном включении форсажей, самолет могло развернуть на полосе. Были даже случаи схода с ВПП.

При полной взлетной нагрузке (бомбовой и топливной) у Су-24 менялась центровка, и самолет при взлете на скорости более 200 км/ч очень неохотно поднимал нос. Несколько взлетов было прекращено, поскольку пилотам начинало казаться, что неисправно оборудование (двигатель или указатель скорости). То есть, летчик берет на себя штурвал на привычной скорости, а самолет не реагирует и не поднимает нос. Но затем выяснили, как меняется центровка и что летчику необходимо делать в данной ситуации. Главное - выждать определенное время - и взлет будет происходить по привычной схеме.

На взлете и посадке Су-24 требовал от экипажа предельной концентрации внимания и не прощал к себе панибратского отношения.

Говоря о механизме изменения стреловидности крыла, отметим, что были инциденты, когда крыло не переставлялось во взлетно-посадочную конфигурацию. Это происходило с самолетами, находившимися на службе долгое время. Надо сказать, что сам показатель положения крыла был сделан очень небольшим. Больше никаких лампочек предусмотрено не было. Иными словами, этот указатель не был информативен.

Считалось, что либо летчик, либо штурман всегда определят конфигурацию крыла. Но был прецедент, когда на земле, при проверке самолета перед исполнительным стартом не заметили, что крыло убрано. А экипаж сообщил, что крыло выпущено. На исполнительном старте самолеты вырулили на ВПП группой. Экипаж ведомого самолета видел самолет ведущего и не предупредил о том, что у него убрано крыло. Помощник руководителя полетами, находившийся рядом, также ничего не заметил. Когда экипаж начал взлетать, то почувствовали, что что-то неладно.

Наконец-то им подсказал, в каком положении самолет, руководитель полетов. Начали выпускать крыло. Но самолет пробежал уже 2500 метров, затем еще 150 метров по грунту, порвал пневматики шасси и чуть было не опрокинулся. Словом, показатель положения крыльев был не слишком заметный. Это никак не шло на пользу экипажу. Но, видимо, конструкторы посчитали, что такие случаи теоретически могут быть крайне редко, и экипаж должен с положением крыльев разобраться сам.

Система уборки закрылков была электрическая. На других отечественных машинах она была гидравлическая. Выпуск закрылков происходил следующим образом. На скорости 450 км/ч пилот чуть-чуть добавлял РУДы и начинал выпуск закрылков, положив сразу же палец на положение "стоп" (для того, чтобы разорвать электрическую цепь в случае несинхронного выхода закрылков). При малом кренении нажатием кнопки "стоп" сразу разрывается цепь и дальше посадка осуществляется без закрылков. Хотя такого никогда не случалось, но в инструкции были прописаны соответствующие рекомендации. Вообще, при пилотировании Су-24 летчикам всегда надо было быть сконцентрированными, своевременно и грамотно принимать решения.

На самолете были установлены большие аэродинамические гребни. При посадке выпуск механизации происходил на скорости 450 км/ч - максимальная скорость по выпуску механизации и в то же время - минимальная скорость при полете без механизации. Получилось так, что не было никакого запаса. Если летчик пилотировал чуть нервно, то он выходил за пределы эксплутационных ограничений, и поэтому происходило много инцидентов, связанных с незначительным превышением установленных допусков.

Что касается пилотирования Су-24, то следует сказать, что в целом, по словам летчиков, система управления самолетом была хорошо продумана. Так, Су-24 не нужно было триммировать как МиГ-23. На последнем от управления триммером стирался большой палец перчатки правой руки пилота. Иными словами, даже по перчатке можно было легко определить, на чем летает пилот. Правда, Су-24 по сравнению с МиГ-23 имел недостатки в плане сложности взлета и посадки. Посадочная скорость у Су-24 была примерно на 100 км/ч больше. Это, однако, легко объяснимо, поскольку Су-24 был более тяжелой машиной.

Су-24 очень легко пилотировался в воздухе, особенно на малых высотах (до 3000 м). Хотя максимальный потолок и составлял 11500 м, летчики старались не летать выше 7000 м. На больших высотах резко ухудшалась управляемость самолета. Коробчатый тип фюзеляжа при любом воздействии органов управления реагировал бросками. Иными словами, самолет весьма не любил больших высот.

В основном полет на больших высотах осуществлялся для экономии топлива. Надо отметить, что на последних модификациях самолетов сделали следующий режим - выпуск закрылков на 15 градусов. Это способствовало более плавному обтеканию крыла и фюзеляжа. Но сразу увеличивался расход топлива.

По динамике Су-24 сравним с истребителями. Самолет очень легко разгонялся и догнать Су-24 в заднюю полусферу истребителям было практически невозможно.

При посадке на одном двигателе на Су-24 было очень трудно уходить на второй круг. Для летчиков были разработаны специальные упражнения по посадке и по уходу на второй круг на одном двигателе. На второй круг пилоты уходили только в режиме полного форсажа. Это происходило следующим образом. На высоте не ниже 25 м летчик включал полный форсаж и тут же исправлял разворачивающий момент отклонением педали, чтобы убрать скольжение. Таким образом, один двигатель был на малом газе, а другой выводили на полный форсаж, имитируя отказ одного из двигателей.

Необычным было пилотирование самолета в режиме маловысотного контура с режимом огибания местности, поскольку всегда был принцип "загнать круг в крест", а на Су-24 для маловысотного контура бегал крест, который нужно было поставить в круг. Получалось обратное пилотирование, что было немного непривычно для летчиков.

При покидании самолета никаких сложностей у экипажа не возникало. На первых машинах каждый член экипажа мог покинуть кабину самостоятельно. Потом на среднем пульте была установлена рукоятка - централизованное катапультирование экипажа. Для централизованного катапультирования штурман переводил рукоятку из положения "раздельно" в положение "централизованно". То есть сначала отстреливалась форточка штурмана - машину покидал штурман. Потом форточка летчика - покидал летчик. Командир экипажа уходил последним.

В кабине были установлены унифицированные кресла К-36, разработанные под руководством Г. И. Северина. Су-24 стал первым самолетом ВВС, на котором была применена система катапультирования, обеспечивающая спасение экипажа практически во всех режимах полета, в том числе и во время нахождения машины на земле. Хотя по документам безопасное катапультирование гарантировалось на скорости не менее 70 км/ч.

Данный факт подтверждает случай, произошедший в 1974 г., когда штурман катапультировался с земли. У летчика и штурмана ручка катапультирования между ног. На самолете при запуске двигателя, вследствие увеличения давления в гидросистеме, ручка управления, находившаяся в заднем упоре, перешла в нейтральное положение, зацепила органы катапультирования штурмана, и его катапультировало. Авиатор остался жив. Таким образом, кресло с нуля высоты и скорости позволило остаться невредимым штурману, чего ранее не случалось в практике отечественной авиации.

В целом, подводя итоги, отметим, что Су-24 оставил о себе в памяти летчиков добрые впечатления. При этом пилоты отмечали, что машина не прощала к себе панибратского отношения. Самолет требовал очень уважительного отношения, особенно на взлетно-посадочных режимах. Образно говоря, Су-24 не терпел, чтобы летчик в ходе полета каким бы то ни было образом расслаблялся. Машина обладала хорошей тяговооруженностью, быстро реагировала на РУДы, а динамика позволяла ей быть недосягаемым для многих типов истребителей.

Александр ЛИТОШЕНКО . Журнал ВКО

История создания Су-24 берет свое начало в 1961 году. Тогда постановлением правительства СССР, по которому принимался на вооружение истребитель-бомбардировщик Су-7Б, опытному конструкторскому бюро П.О.Сухого была задана разработка его модификации, обеспечивающей всепогодное и круглосуточное боевое применение. Головной организацией по разработке нового прицельно-навигационного оборудования было определено ленинградское ОКБ-283 Госкомитета по радиоэлектронике, с 1965 года преобразованное в НИИ радиоэлектроники (НИИРЭ) Минрадиопрома СССР, а позднее - в НПО "Ленинец" (ныне - Холдинговая компания "Ленинец"). Проект модифицированного истребителя-бомбардировщика, получившего обозначение С-28, предусматривал глубокую модернизацию серийного самолета Су-7Б (заводской шифр С-22). В течение 1962 года в ОКБ прорабатывались различные варианты размещения новой системы и компоновки машины. Однако эти работы не имели реального воплощения, так как стало ясно, что габариты и масса новой прицельно-навигационной системы не позволяют вписать ее в компоновку пусть даже модифицированного Су-7Б. Для размещения радиолокатора с большим диаметром антенны требовалась свободная носовая часть самолета, а для полного комплекта аппаратуры - дополнительные объемы. Поэтому в это же время в ОКБ были начаты работы по новому самолету, который получил заводской индекс С-6.

Самолет С-6 ни в конструктивном, ни в компоновочном плане не имел уже ничего общего с серийным Су-7Б, Убедиться в этом позволяет даже беглый взгляд на чертежи машины: среднеплан нормальной аэродинамической схемы, С-6 оснащался трапециевидным крылом со стреловидностью 40° по передней кромке, боковыми воздухозаборниками, двумя двигателями, установленными рядом в хвостовой части фюзеляжа. Изолированный фюзеляж большого удлинения, начинавшийся осесимметричным радиопрозрачным обтекателем РЛС, за которым следовала двухместная, выполненная по схеме "тандем", кабина экипажа, имел в средней части "несущее" прямоугольное сечение со скругленными углами. Фонарь кабины с двумя отдельными откидными створками плавно переходил в гаргрот, оканчивавшийся контейнером тормозного парашюта. Регулируемые воздухозаборники совкового типа имели горизонтальный клин торможения первоначально верхнего, а затем нижнего расположения. Самолет имел традиционное стреловидное однокилевое оперение с рулем направления, цельноловоротные консоли стабилизатора, два тормозных щитка в хвостовой части фюзеляжа. Механизация крыла включала закрылки и элероны. Шасси спроектировали по трехопорной схеме, с уборкой всех стоек в фюзеляж. Силовая установка С-6 должна была состоять из двух двигателей Р21Ф-300 конструкции Н.Мецхвариогаили тягой по 7000 кгс (68.6 кН), испытывавшихся в то время на экспериментальном самолете ОКБ А.И.Микояна Е-8, прорабатывалась также возможность подвески стартовых пороховых ракетных двигателей. Разнообразное вооружение, включавшее встроенную пушку, авиабомбы, неуправляемые ракеты и управляемые ракетные средства поражения наземных целей, предполагалось подвешивать на 4 подкрыльевых и двух подфюзеляжных пилонах. Обнаружение целей и прицеливание для применения различного вооружения должно было обеспечиваться подсистемами прицельно-навигационной системы (ПНС) "Пума" - главным образом бортовой РЛС, установленной в носовой части фюзеляжа, и оптическими датчиками, размещенными под ней.

К осени 1963 года был выпущен предэскизный проект и построен полноразмерный макет самолета С-6. Состоялось заседание предмакетной комиссии ВВС, по результатам которой ОКБ был представлен перечень замечаний и уточнений в ТТЗ на самолет. Одним из основных замечаний предмакетной комиссии было требование радикального улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета. Объяснялось это тем, что разрушение аэродромов базирования фронтовой и дальней авиации становилось одной из первоочередных задач при планировании воздушных наступательных операций. В соответствии с этим разрабатывавшиеся боевые самолеты должны были быть способны выполнять взлет с полуразрушенных взлетно-посадочных полос, мало-подготовленных аэродромов, в том числе грунтовых. В то же время рост скоростей полета реактивных самолетов вынуждал конструкторов идти на уменьшение площади крыла, переходить к новым аэродинамическим схемам, обладавшим невысокими несущими свойствами на взлетно-посадочных режимах. Вследствие этого росли скорости отрыва и захода на посадку, взлетные и посадочные дистанции. Бороться с этим пытались разными способами. Первыми техническими решениями стало оснащение самолетов стартовыми ускорителями и посадочными тормозными парашютами. Такие устройства нашли в конце 50-х годов применение на фронтовых истребителях МиГ-21 и Су-7Б. В 1963 году ОКБ А.И.Микояна применило на самолете МиГ-21ПФС систему сдува пограничного слоя с закрылков, позволившую несколько улучшить посадочные характеристики (аналогичное устройство использовалось и на перехватчике Су-15 ОКБ П.О.Сухого). Все эти меры однако не решали проблему кардинально. В этой связи большие надежды в середине 60-х годов стали возлагать на появившиеся легкие и компактные турбореактивные двигатели тягой в 2-3 тс (20-30 кН), которая могла бы суммироваться с подъемной силой крыла. Идея состояла в том, что в фюзеляже близко к центру тяжести вертикально устанавливался бы пакет из двух-четырех таких двигателей. На взлетно-посадочных режимах открывались специальные створки, обеспечивавшие доступ воздуха в двигатели и выброс газовой струи из их сопел, на крейсерских режимах створки закрывались и не портили исходных обводов фюзеляжа. Включение подъемных двигателей создавало дополнительную вертикальную тягу, что позволяло снижать потребную величину подъемной силы крыла, а, следовательно, и взлетную и посадочную скорости самолета. При использовании большого числа подъемных двигателей, суммарная тяга которых превосходила бы значение взлетной массы аппарата, появлялась возможность реализации концепции вертикального взлета и посадки, опробованная в 1963 году во Франции на экспериментальном истребителе "Мираж-Бальзак". К середине 60-х годов двигатель такого типа появился и в СССР - это был одноконтурный ТРД РД36-35 Рыбинского конструкторского бюро моторостроения (РКБМ), руководимого П.А.Колесовым. Комбинированные силовые установки с дополнительными подъемными двигателями нашли применение на ряде экспериментальных самолетов, разработанных в 1964-1967 годах в рамках программы по улучшению взлетно-посадочных свойств самолетов фронтовой авиации, в частности на машинах 23-31 и 23-01 ОКБ А.И.Микояна, самолете Т-58ВД ОКБ П.О.Сухого.

Время, к которому относятся описываемые события, было не лучшим для отечественного самолетостроения. После известной речи Н.С.Хрущева на сессии Верховного Совета в конце 1960 года, в которой было провозглашено, что ракетная техника в состоянии решить практически все боевые задачи, вышло правительственное постановление о прекращении работ по созданию ряда новых боевых самолетов. Была приостановлена разработка сверхзвуковых стратегических бомбардировщиков М-50, М-52, Ту-135, дальнего перехватчика Ла-250. Опытные заводы и ОКБ B.М.Мясищева и С.А.Лавочкина были перепрофилированы на ракетную тематику. Поворот в военно-технической политике правительства коснулся и других "самолетных" фирм. В ОКБ П.О.Сухого была прекращена разработка истребителя-перехватчика Т-37, рассчитывавшегося на скорость полета 3000 км/ч; опытный образец самолета, находившийся на стадии окончательной сборки, был уничтожен. ОКБ готовилось к переходу на другую тематику, связанную с разработкой зенитных управляемых ракет для создаваемой системы противоракетной обороны.

В этих условиях стало ясно, что новый самолет С-6 никогда не будет построен. ОКБ снова было вынуждено вернуться к вопросу о модификации. На этот раз в качестве базового самолета рассматривался истребитель-перехватчик Су-15 (заводской шифр Т-58), государственные испытания которого были завершены в 1963 году.
На ранних этапах проектирования предполагалось, что новая машина, получившая название Т-58М, будет иметь компоновочную схему, крыло и оперение самолета Су-15. По мере проработки компоновки однако становилось очевидным, что массо-габаритные характеристики планировавшегося к установке оборудования, и в первую очередь прицельно-навигационной системы, не укладывались в размерность самолета Су-15. Кроме того, треугольное крыло, использовавшееся на Су-15, не отвечало возросшим требованиям к взлетно-посадочным характеристикам. Поэтому было принято решение о разработке нового фюзеляжа самолета с размещением в средней его части четырех подъемных двигателей РД36-35. Компоновка этого варианта была завершена осенью 1964 года. Главным конструктором самолета был назначен один из ближайших соратников П.О.Сухого, к тому времени уже лауреат Ленинской премии Евгений Сергеевич Фельснер.

далее

КОРОТКИЙ ВЗЛЕТ

21 августа 1965 года было принято постановление ЦК КПСС и СМ СССР о создании на базе самолета-перехватчика Су-15 самолета-штурмовика Т-58М, которому был присвоен заводской шифр Т-6. Этим же постановлением главный конструктор НИИРЭ Минрадиопрома Е.А.Зазорин назначался заместителем Генерального конструктора П.О.Сухого по прицельно-навигационной системе "Пума" и увязке ее с другими бортовыми системами и вооружением самолета. Необходимость такого назначения диктовалась тем, что столь сложный многофункциональный комплекс, каким являлась ПНС "Пума", создавался в практике нашего самолетостроения впервые. Одновременно тем же постановлением задавалась разработка новых авиационных средств поражения - неуправляемых авиационных ракет С-8 и С-25 и управляемой противорадиолокационной ракеты Х-24 (позднее она получила обозначение Х-58).

Тактико-технические требования (ТТТ) ВВС к самолету-штурмовику Т-58М с подъемными двигателями были подписаны Главнокомандующим ВВС Главным маршалом авиации К.А.Вершининым 14 февраля 1966 года (Генеральный конструктор П.О,Сухой подписал их 16 декабря 1965 года). ТТТ предусматривали создание самолета с двумя маршевыми ТРДФ АЛ-21Ф тягой 8900 кгс (87.3 кН) и четырьмя подъемными двигателями РД36-35 тягой 2500 кгс (24.5 кН), обладавшего высокими взлетно-посадочными характеристиками: длина разбега при нормальной взлетной массе 350...400 м, при максимальной - не более 700 м, длина пробега с использованием тормозного парашюта 350...400 м, базирование на грунтовых аэродромах с прочностью грунта 5 кгс/см2 (0.5 МПа). Самолет должен был развивать у земли на высоте 200 м максимальную скорость 1400...1500 км/ч и достигать практической дальности полета на высоте 200 м и скорости 1000-1100 км/ч без
подвесных топливных баков 1000...1100 км и с баками 1400... 1500 км. Вооружение Т-58М должно было включать шестиствольную пушку АО-19, авиабомбы калибра от 100 до 1500 кг, зажигательные баки, специальные бомбы, управляемые ракеты класса "воздух-поверхность" типа Х-24, Х-23 и Х-28 и класса "воздух-воздух" Р-55, неуправляемые ракеты калибров 70-80 и 240-300 мм.

В исходном варианте компоновки Т-58М летчик и штурман размещались так же, как и на самолете С-6 - по схеме "тандем". Однако летом 1965 года Генеральный конструктор П.О.Сухой принял решение о размещении экипажа по схеме "рядом", как в американском тактическом истребителе F-111, тем более, что ширина головной части самолета, определяемая размером горизонтальной оси радиолокатора переднего обзора "Орион", позволяла это сделать без существенных доработок проекта.

К концу 1965 года облик Т-58М наконец сложился в том варианте, в каком можно было строить опытные образцы и начинать испытания. 13-18 марта 1966 года эскизный проект и макет самолета-штурмовика Т-58М с подъемными двигателями был рассмотрен военной приемкой (председатель комиссии - генерал-майор инженерно-технической службы Г.С.Кириллин). После успешной защиты эскизного проекта осенью 1966 года на опытном заводе начинается постройка двух опытных образцов: одного (Т6-1) - для летных испытаний, другого (Т6-0) - для статических испытаний. Кроме того, еще три экземпляра самолета планировалось построить на серийном заводе в Новосибирске, куда уже была отправлена техническая документация.



В соответствии с эскизным проектом, самолет имел нормальную аэродинамическую схему с высокорасположенным треугольным крылом, по форме в плане в точности повторявшим модернизированное крыло истребителя Су-15, цельноповоротным стабилизатором и однокилевым вертикальным оперением, плоскими боковыми воздухозаборниками и двумя маршевыми турбореактивными двигателями в хвостовой части фюзеляжа. Крыло размахом 10.41 м имело излом по передней кромке, увеличивавший его площадь до 45.33 м2, оснащалось закрылками и элеронами. Угол стреловидности передней кромки крыла до излома - 60°, удлинение крыла - 2.41. Фюзеляж самолета длиной 23.72 м имел в основном близкое к прямоугольному сечение, образованное дугами эллипсов. В носовой части под радиопрозрачным обтекателем сложной геометрической формы размещалась радиолокационная аппаратура прицельно-навигационной системы "Пума", далее следовал отсек оборудования и кабина экипажа. Размещение экипажа в кабине по схеме "рядом" улучшало взаимодействие летчика и штурмана при выполнении боевых заданий, позволяло избавиться от дублирования ряда приборов и органов управления. Кабина закрывалась общим фонарем, имевшим две отдельные створки, открывавшихся вверх-назад. В целях защиты одного из членов экипажа от воздействия струи порохового ускорителя катапультируемого сиденья члена экипажа, покидающего самолет первым, между летчиком и штурманом была установлена разделительная перегородка, из которой по принципу веера выпускалась титановая шторка (впоследствии была снята, так как по результатам испытаний температурное воздействие оказалось очень слабым). За кабиной в средней части фюзеляжа были установлены в ряд четыре двигателя РД36-35 вертикальной тяги, объединенные попарно двумя открывающимися воздухозаборниками совкового типа (в верхней части гаргрота). Выходные сопла двигателей закрывались специальными щитками на нижней поверхности фюзеляжа. Воздухозаборники маршевых двигателей были выполнены плоскими, с вертикальным расположением клина торможения. В качестве основной силовой установки предполагали использовать новые двигатели АЛ-21Ф ОКБ A.M.Люльки. Управление по крену осуществлялось с помощью элеронов, по тангажу - путем отклонения цельноповоротного горизонтального оперения (площадь - 9.37 м2), по курсу - с помощью руля направления (площадь вертикального оперения - 9.23 м2). Самолет оснастили трехопорным убирающимся шасси (колея 3.18 м, база 8.42 м) со спарками колес на каждой стойке. Масса пустого самолета составляла 16000 кг, нормальная взлетная - 26100 кг. Т-6 предполагалось оснащать различным вооружением, подвешиваемым на 6 точках подвески: 4 - под крылом и 2 - под фюзеляжем. В число авиационных средств поражения, которые могли применяться с самолета, входили авиационные бомбы калибра от 100 до 500 кг, неуправляемые ракеты калибра от 57 до 240 мм, управляемые ракеты класса "воздух-земля" типа Х-23, "воздух-РЛС" типа Х-24 (Х-58) и Х-28, "воздух-воздух" типа Р-13; скорострельная авиационная пушка ГШ-6-23.

К моменту окончания постройки Т6-1 у коллектива ОКБ П.О.Сухого были не только результаты проектировочных расчетов и продувок моделей, но и опыт летных испытаний дополнительной силовой установки на экспериментальном самолете Т-58ВД. Такой самолет был в 1965 году переоборудован из одного из опытных перехватчиков Т-58. В центральном отсеке фюзеляжа вместо части топливных баков были смонтированы три подъемных двигателя РД36-35. В январе 1966 года на Т-58ВД началась наземная отработка, а в июле того же года и летные испытания новой силовой установки. Материалы испытаний дали конструкторам необходимый материал для более детальной проработки устройства этой системы на будущем самолете, а летчикам-испытателям позволили отработать методику выполнения укороченного взлета и посадки. 9 июля 1967 года, уже после окончания заводских испытаний, Т-58ВД публично демонстрировался на авиационном параде в Домодедово. Полеты на этой машине выполнял летчик ОКБ Е.С.Соловьев.

Постройка первого опытного образца Т6-1 была завершена в конце июня 1967 года. Опытные двигатели АЛ-21Ф (изделие "85") к этому времени еще не были поставлены, поэтому временно решено было заменить их ТРД Р27Ф2-300 (изделие "47"). В таком виде, еще без подъемных двигателей, Т6-1 был перевезен на летно-испытательную станцию, и уже 30 июня была проведена первая рулежка. Работы велись в очень напряженном ритме: самолет готовили к показу на упоминавшемся выше воздушном параде. 2 июля 1967 года ведущий летчик-испытатель ОКБ В.С.Ильюшин поднял Т6-1 в небо. Первый полет прошел успешно, а вот второй, состоявшийся 4 июля, чуть было не закончился трагически: в ходе пилотирования сорвало с узлов крепления левую створку откидной части фонаря. И несмотря на то, что Ильюшину удалось благополучно посадить поврежденный самолет, а буквально через день тот уже был снова введен в строй, руководство решило перестраховаться и отстранило Т6-1 от участия в авиационном празднике. Но поскольку программа показа и дикторский текст уже были отработаны, вместо самолета Т6-1 в Домодедово на малой высоте пролетел истребитель Су-15, выкрашенный в черный цвет. Косвенно произошедший инцидент послужил причиной тому, что "презентация" нового самолета перед западными специалистами была отложена еще почти на 10 лет. Только в конце 70-х годов, когда один из полков Су-24 был перебазирован в Группу советских войск в Германии, на западе появились первые фотографии, позволяющие получить хорошее представление о конструкции и компоновке этой машины. До этого даже настоящее название самолета было тайной для мировой авиационной общественности, в литературе Су-24 фигурировал либо как "Fencer" (по классификации НАТО), либо под ошибочным наименованием Су-19 (на самом деле, это название в течение очень недолгого времени принадлежало совсем другому самолету - одному из многочисленного семейства истребителей-бомбардировщиков Су-17, широко известному как Су-17М3).

Испытания Т6-1 тем временем продолжались. Осенью 1967 года на самолет установили подъемные двигатели, и в ноябре началась отработка методики укороченного взлета и посадки. В 1968 году получили и штатные ТРД АЛ-21Ф. В процессе испытаний были выявлены серьезные недостатки. Самолет обладал избыточной поперечной устойчивостью, что привело к необходимости установить на законцовках крыла отклоненные вниз ласты. Тормозные щитки, расположенные за горизонтальным оперением, при их открытии приводили к бафтингу оперения. Полеты на отработку комбинированной силовой установки показывали, что принятая схема значительно усложняла проблемы балансировки и управляемости самолета на взлетно-посадочных режимах. Кроме того, сокращение запаса топлива для выполнения крейсерского полета, связанное с установкой дополнительных двигателей вертикальной тяги, влекло за собой снижение практического радиуса действия боевой машины. Становилось ясно, что принятая концепция не решает всех проблем, и для обеспечения требуемых показателей взлетно-посадочных характеристик нужно искать новый подход. Стоит заметить, что подъемные двигатели (ПД), как средство улучшения взлетно-посадочных характеристик, так и не прижились на борту самолетов. Ни одна из четырех готовившихся к показу на параде 1967 года экспериментальных машин с ПД не пошла в серию. Несколько позднее дополнительные подъемные двигатели нашли применение в комбинированной силовой установке отечественных корабельных самолетов вертикального взлета и посадки Як-38 (Як-З6М), выпускавшихся серийно с 1973 года, у которых помимо основного подъемно-маршевого двигателя Р27В-300 с изменяемым вектором тяги установлено два модифицированных ТРД РД36-35ФВ. Применение их обусловлено недостаточной тягой основной силовой установки для выполнения вертикального взлета и выносом поворотных сопел за центр тяжести самолета. В том же качестве подъемные двигатели (типа РД-41) устанавливаются и на опытные образцы сверхзвукового истребителя вертикального взлета и посадки Як-41М, первый из которых вышел на испытания в 1987 году.

Несмотря на то, что судьба Т6-1 как прототипа серийного самолета была предрешена, испытания его продолжались - он еще немало послужил в качестве летающей лаборатории для отработки прицельно-навигационного оборудования будущего Су-24. Для этого на самолет был установлен новый носовой обтекатель, сняты подъемные двигатели и проведены другие работы. В середине 80-х годов Т6-1 был передан в экспозицию Музея ВВС в подмосковном г. Монино, где и обрел себе последнюю стоянку.



далее

ИЗМЕНЯЕМАЯ ГЕОМЕТРИЯ

Уже осенью 1 967 года в ОКБ начались проработки варианта самолета Т-6 с крылом изменяемой геометрии. Решение об этом принималось не на пустом месте. В США был уже принят на вооружение многоцелевой тактический истребитель F-111 с изменяемой стреловидностью крыла, во Франции проводились испытания экспериментальных истребителей "Мираж-G". В СССР начиная с середины 60-х годов также велись работы по этой теме. В 1966 году ОКБ П.О.Сухого проводит испытания самолета С-22И, созданного на базе серийного истребителя-бомбардировщика Су-7БМ; ОКБ А.И.Микояна весной 1967 года выпускает опытный истребитель 23-11. Оба самолета послужили прототипами первых отечественных серийных самолетов с крылом изменяемой геометрии Су-17 и МиГ-23, выпускавшихся с 1969 года.

В пользу крыла изменяемой геометрии говорили следующие факты. На взлетно-посадочных режимах оно превращалось в прямое высокомеханизированное крыло большого удлинения с хорошими несущими свойствами, обеспечивая малые значения скоростей отрыва и захода на посадку. Для достижения максимальной скорости и выполнения сверхзвукового полета на малых высотах консоли крыла прижимались к фюзеляжу, занимая положение максимальной стреловидности, обладающее наименьшим аэродинамическим сопротивлением. В промежуточном положении крыло изменяемой геометрии с успехом могло использоваться для выполнения дозвукового крейсерского полета на максимальную дальность. Платой за все эти преимущества было увеличение массы консоли крыла и наличие сложных систем поворота крыла и отклонения механизации. Тем не менее увеличение массы конструкции самолета при применении крыла изменяемой геометрии не шла ни в какое сравнение с массой дополнительной силовой установки с четырьмя двигателями вертикальной тяги, потреблявшими существенную часть из общего запаса топлива на самолете и являвшимися к тому же "мертвым грузом" в крейсерском полете.

Разработка варианта Т-6 с крылом изменяемой геометрии была задана Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 7 августа 1968 года. Дополнение к ТТТ ВВС на самолет-штурмовик Т-58М (уже без подъемных двигателей) было подписано 10 декабря 1968 года. К этому времени в ОКБ уже шло полным ходом рабочее проектирование. Для ускорения создания самолета было принято решение сохранить без изменений головную и частично хвостовую части фюзеляжа, оперение, спроектировав заново только среднюю часть фюзеляжа, крыло и основные опоры шасси. Новое крыло состояло теперь из двух частей: неподвижной (центроплана) и двух поворотных консолей, угол стреловидности которых изменялся от 16 до 69°. Для улучшения взлетно-посадочных свойств крыло оснастили мощной механизацией, включавшей четырехсекционные предкрылки, трехсекционные двухщелевые закрылки по всему размаху и интерцепторы. Вследствие того, что элероны, установленные на крыле изменяемой геометрии, не обладают достаточной эффективностью из-за низкой крутильной жесткости крыла, от их применения отказались. Была введена новая схема управления самолетом по крену, предусматривающая дифференциальное отклонение консолей стабилизатора и выпуск соответствующих секций интерцепторов.

Необходимо отметить, что при проектировании и постройке статического и первого летного экземпляров самолета Т-6 в ОКБ внедрялись методы и средства сетевого планирования и управления, что выразилось в разработке впервые единого сетевого графика работ от начала проектирования до передачи самолета на летные испытания. В результате этих мероприятий удалось провести все работы в минимальные сроки и с минимальными издержками, разница между директивными и фактическим сроками не превышала двух недель.

К испытаниям готовили сразу несколько экземпляров самолета. На опытном заводе строили три летных образца и один статический, на серийном заводе в Новосибирске полным ходом шла подготовка к выпуску установочной партии, самолеты которой также должны были принять участие в испытаниях. Первый опытный образец, получивший обозначение Т6-2И, был построен в конце 1969 года и в ноябре перевезен на летно-испытательную станцию. 17 января 1970 года ведущий летчик-испытатель ОКБ В.С.Ильюшин поднял машину в первый полет. Начались будни летных испытаний нового боевого самолета, получившего официальное обозначение Су-24, продолжавшиеся в общей сложности четыре с половиной года. Столь длительный срок объясняется тем, что предстояло испытать не только сам самолет, но и весь комплекс новейшего прицельно-навигационного оборудования и вооружения. Необходимо было не только снять летно-технические характеристики, проверить управляемость и устойчивость машины на различных режимах, но и провести большой объем работ по выяснению боевых возможностей штурмовика при применении его днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях с использованием всех систем бортового оборудования и всех средств поражения наземных целей. Ввиду масштабности поставленных задач и большой заинтересованности заказчика в скорейшем запуске самолета в серийное производство и принятии его на вооружение было решено для сокращения сроков совместить летно-конструкторские испытания с государственными. Совместные испытания начались, таким образом, уже в январе 1970 года на первом опытном самолете Т6-2И, в 1971 году к нему присоединились две другие опытные машины (Т6-3 и Т6-4). 31 декабря 1971 года летчиком-испытателем В.Т.Ныломовым в Новосибирске был облетан первый серийный Су-24 (Т6-7). За ним в 1972 году последовали еще 4 самолета установочной партии.



Основное внимание уделялось испытаниям специального оборудования и вооружения, установленного на Су-24. Отработка боевого применения штурмовика проводилась в простых и сложных метеоусловиях, с использованием различного неуправляемого и управляемого оружия. В предгорьях Кавказа впервые в СССР была опробована система маловысотного полета, позволяющая производить прорыв самолета через систему ПВО противника на высокой скорости и предельно малых высотах с огибанием рельефа местности в автоматическом и полуавтоматическом режимах пилотирования. Эта аппаратура, включающая РЛС предупреждения столкновения с препятствиями (РПС) "Рельеф", в период с января по май 1972 года отрабатывалась на летающей лаборатории СЛ-15Р, построенной на базе самолета Су-15. Для повышения оперативности применения Су-24 в боевых условиях были проведены испытания по исследованию возможностей базирования самолета на грунтовых аэродромах. Для улучшения проходимости машины по мягким грунтам и снежному покрытию было разработано оригинальное устройство лыжного шасси, предусматривавшее замену колес основных опор на лыжи и наличие специальной системы смазки их скользящей поверхности, снижавшей трение и исключавшей примерзание лыж ко льду на стоянке. Комплекты съемных лыж прилагались к самолетам первых серий, однако до реального их применения в войсковых частях дело не дошло.

В ходе испытаний было выявлено, что аэродинамическое качество самолета оказалось ниже расчетного, в то же время вес машины увеличился. Поэтому в конструкцию Су-24 был внесен ряд изменений. Уже на третий опытный образец были установлены более мощные двигатели тягой 11200 кгс (110 кН) типа АЛ-21Ф-3 (изделие "89") компоновки "Т" (то есть для самолета Т-58М, как тогда называли Су-24; те же двигатели, но в компоновке "С" использовались на истребителях-бомбардировщиках Су-17М, в компоновке "Б" - на МиГ-23Б). Они отличались от прежних - типа АЛ-21Ф (изделие "85") тягой 8900 кгс (87.3 кН) - наличием дополнительной подпорной (так называемой "нулевой") ступени компрессора и увеличенным диаметром входа. Из-за этого в зоне стыка воздушного канала и входного фланца двигателя пришлось установить проставку конусного типа, что обусловило дополнительные потери в тракте канала воздухозаборника. Чтобы их исключить, было решено проработать компоновку самолета, специально доработанную под двигатель АЛ-21Ф-3. Было проведено рабочее проектирование и даже начата постройка опытной машины (Т6-5), но работы были прекращены, так как затраты на внедрение доработок в серийное производство были признаны слишком большими. Самолет Тб-5 так и не был достроен. В связи с тем, что двигатель АЛ-21Ф-3 отличался от АЛ-21Ф увеличенным расходом воздуха, конструкторам пришлось увеличить проходное сечение воздухозаборников, чтобы привести их пропускную способность к требуемым для двигателя величинам. Входная кромка их стала скругленной, ее "оттянули" немного назад по длине фюзеляжа, ввели автоматическую систему регулирования проходной площади воздухозаборника. Были снята воздухозаборники подпитки сопловой части двигателей, устанавливавшиеся на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа самолетов с АЛ-21Ф.

Двигатели АЛ-21Ф-3 и доработанные воздухозаборники устанавливались на серийные самолеты с N4-04. Это позволило несколько улучшить летные данные: максимальная скорость полета у земли без подвесок увеличилась с 1365 до 1400 км/ч, максимальное число М - с 1.35 до 1.6. Начиная с самолета N8-11 в конструкцию машины внесли дальнейшие изменения: увеличили на 660 литров емкость топливного бака N1, для уменьшения лобового сопротивления линию гаргрота спрямили, а на его верхнюю поверхность вынесли заборник воздухо-воздушного радиатора системы охлаждения, под средней частью фюзеляжа по оси симметрии друг за другом установили два дополнительных узла подвески вооружения, доведя их общее число до восьми, обеспечили возможность подвески дополнительного топливного бака на 2000 литров горючего. Рассматривалась также возможность организации внутри консолей баков-кессонов (вариант самолета Т6-Т с такими баками реализован не был, так как увеличение запаса топлива всего на 600 кг приводило к неадекватно большому объему доработок). Проведенные мероприятия позволили увеличить практическую дальность полета самолета с двумя крупными бомбами без ПТБ у земли с 810 до 870 км, а перегоночную дальность на большой высоте с подвесными баками - с 2610 до 3055 км. Максимальный взлетный вес Су-24 возрос с 36200 до 39700 кг, максимальный посадочный вес - с 27 до 28 тонн.

Решение о запуске Су-24 в крупносерийное производство было принято еще в 1972 году, до окончания официальных испытаний. Машины строили в кооперации два завода -  Новосибирский и Дальневосточный в г. Комсомольск-на-Амуре (на последнем изготавливались крылья и хвостовые части фюзеляжа, остальные элементы конструкции и окончательная сборка самолетов производились в Новосибирске). Оба предприятия имели давние тесные связи с ОКБ П.О.Сухого: Новосибирский авиационный завод (НАЗ) им. В.П.Чкалова (ранее - завод N153, сейчас - Новосибирское авиационное производственное объединение (НАПО) им. В.П.Чкалова) с 1958 года выпускал самолеты Су-9, а позднее - Су-11, Су-15 и их модификации; Дальневосточный машиностроительный завод (ДМЗ) им. Ю.А.Гагарина (ранее - завод N126, сейчас - Комсомольское-на-Амуре авиационное производственное объединение (КНААПО) им. Ю.А.Гагарина) с 1958 года осуществлял серийное производство самолетов Су-7, с 1969 года - Су-17 и их многочисленных модификаций. В заводской документации Су-24 проходил как изделие "41".

С 1973 года самолеты начали поступать в опытную эксплуатацию в строевые части. Первыми их осваивали летчики Центра боевого применения и переучивания летного состава (ЦБП, г. Липецк). В 1974 году новые машины получил и первый бомбардировочный авиационный полк (бап), дислоцированный в Черняховске, где самолетами Су-24 заменялись устаревшие бомбардировщики Ил-28.

ИСПЫТАНИЯ

Государственные совместные испытания (ГСИ) Су-24 были завершены в июле 1974 года. В течение четырех с половиной лет был проведен большой комплекс исследований по выяснению летных и боевых возможностей нового самолета, впервые в СССР столь насыщенного различным радиоэлектронным и оптико-электронным оборудованием и оснащенного вооружением широкой номенклатуры. Как уже отмечалось выше, государственные испытания проводились совместно с этапом заводских летных испытаний, начатых в январе 1970 года. Одновременно, по отдельной программе, с января 1971 года по ноябрь 1972 года проводились испытания для выдачи предварительного заключения о возможности серийного выпуска и эксплуатации самолета в строевых частях (положительное предварительное заключение было выдано в ноябре 1972 года и предусматривало ряд неизбежных для первоначального этапа эксплуатации дополнительных ограничений, которые затем последовательно снимались или уточнялись по результатам испытаний по отдельным программам).

В испытаниях участвовало 17 опытных и серийных самолетов (в том числе опытные Т6-1, Т6-2И, Т6-3, Т6-4 и 13 серийных машин - Т6-6, Т6-7, Т6-9 - Т6-19). Всего с января 1970 года по июль 1974 года по программе испытаний было выполнено 1800 полетов, произведено 15 пусков противорадиолокационных ракет Х-28, 50 пусков тактических ракет Х-23 и 12 пусков самонаводящихся ракет "воздух-воздух" Р-55. К полетам по программе ГСИ были подключены многие испытатели из ОКБ, ЛИИ и ГНИКИ ВВС.

КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЕТА

Двухместный фронтовой бомбардировщик Су-24 представляет собой цельнометаллический высокоплан, выполненный по нормальной аэродинамической схеме и оснащенный двумя турбореактивными двигателями, боковыми нерегулируемыми воздухозаборниками, крылом изменяемой в полете геометрии, стреловидным оперением с дифференциально отклоняемым цельноповоротным стабилизатором, трехопорным убирающимся в фюзеляж шасси.

ФЮЗЕЛЯЖ самолета выполнен в виде цельнометаллического полумонокока с каркасом из шпангоутов (поперечный набор), лонжеронов и стрингеров (продольный набор). Фюзеляж несет основную компоновочную нагрузку: В нем расположены блоки радиоэлектронного оборудования, герметичная кабина экипажа, силовая установка с двумя турбореактивными двигателями, воздушные каналы, основной запас топлива, самолетное оборудование и системы. К фюзеляжу крепятся поворотные консоли крыла, консоли управляемого стабилизатора, киль с рулем направления и контейнером тормозного парашюта, передняя и основные опоры шасси.

На нижней поверхности фюзеляжа установлены узлы крепления пилонов для подвески вооружения и два тормозных щитка, являющихся одновременно передними створками ниш основных опор шасси (площадь тормозных щитков 1.68 м2, угол отклонения - 62°). Центроплан крыла с силовой шарнирной балкой составляет единое целое с фюзеляжем и в процессе эксплуатации с самолета не снимается. К центроплану крепятся два пилона подвески вооружения. Фонарь кабины плавно переходит в гаргрот, в котором установлены блоки оборудования и размещена проводка управления. Площадь миделя фюзеляжа - 4.69 м2.

Особенностью конструкции фюзеляжа является широкое применение монолитных фрезерованных панелей их сплава AK4-I, соединенных с элементами каркаса болтами и заклепками. Применение таких панелей значительно сокращает количество деталей и заклепочных швов в герметичных отсеках фюзеляжа - кабине экипажа и топливных баках-отсеках, увеличивает надежность и снижает вес конструкции. Фюзеляж выполнен без эксплуатационных разъемов; конструкция его обеспечивает возможность панельной сборки отсеков. Для подхода к блокам радиоэлектронного и агрегатам самолетного оборудования и их коммуникациям предусмотрено необходимое количество эксплуатационных люков, защищенных от попадания пыли и влаги с помощью гермотиснения.

Основными конструкционными материалами фюзеляжа являются алюминиевые, магниевые и титановые сплавы; детали, работающие в условиях высоких температур, выполнены из нержавеющей стали и титана.

Технологически фюзеляж разделен на следующие агрегаты:
- головную часть;
- среднюю часть;
- хвостовую часть;
- боковые воздухозаборники;
- центроплан с силовой шарнирной балкой.

Головная часть фюзеляжа (до шпангоута N16) состоит из носовой части с радиопрозрачным обтекателем антенн прицельно-навигационной системы и отсеками оборудования, кабины экипажа, подкабинного отсека с нишей стойки передней опоры шасси, закабинного отсека с колесной нишей, створок ниши передней опоры шасси, фонаря кабины, включающего неподвижную переднюю часть и две откидывающиеся вверх-назад створки. Под радиопрозрачным обтекателем сложной аэродинамической формы размещены антенны радиолокационной станции переднего обзора (РПО) "Орион" и радиолокатора предупреждения о столкновении с естественными наземными препятствиями (РПС) "Рельеф". В носовой части обтекателя установлены антенна передней полусферы антенно-фидерной системы (АФС) "Пион" из комплекта радиотехнической системы ближней навигации, приемник воздушного давления ПВД-18 и антенная система пассивной радиолокационной станции (ПРС) "Филин". Для доступа к антеннам РПО и РПС радио прозрачный обтекатель откидывается на петлях в левую сторону. Указанные антенны установлены на поворотной раме, которая в свою очередь откидывается на петлях вправо, обеспечивая доступ к высокочастотным моноблокам и радиоэлектронному оборудованию, установленному в глубине переднего отсека.

За носовым отсеком оборудования, ограниченным 4-м шпангоутом, размещена двухместная герметичная кабина экипажа с посадкой летчика и штурмана рядом. Под ней расположены три подкабинных отсека: два боковых, в которых установлены блоки радиоэлектронного и самолетного оборудования, и средний, служащий нишей уборки стойки передней опоры шасси. Замыкает головную часть фюзеляжа закабинный отсек, где размещен основной объем специального оборудования и часть агрегатов самолетных систем. Для доступа к ним справа и слева имеются легкосъемные люки, а по оси самолета выполнен эксплуатационный колодец с люком на нижней поверхности фюзеляжа.

Средняя часть фюзеляжа (шпангоуты N16-35) состоит из трех топливных баков-отсеков, отсеков радиоэлектронного оборудования и агрегатов самолетных систем, воздушных каналов, гаргрота, передней части двигательных отсеков, ниш основных опор шасси со створками и ниш уборки корневых частей поворотных консолей крыла с уплотнительными створками. Силовой каркас отсека состоит из 19 шпангоутов и 6 лонжеронов; наружная поверхность образована 11 монолитными фрезерованными панелями, соединенными с силовыми и промежуточными шпангоутами. Передний топливный бак-отсек (бак N1) расположен по оси симметрии самолета и имеет в задней части сквозной прямоугольный вырез для размещения патронного ящика встроенной пушечной установки. Топливный бак-отсек N2 -расходный, в передней части состоит из центральной и двух боковых частей, соединяющихся в одно целое за силовым шпангоутом, к которому крепятся основные опоры шасси. Над этими баками размещены отсеки оборудования, в частности системы кондиционирования, заборник воздухо-воздушного радиатора которой вынесен на верхнюю панель гаргрота. Топливный бак-отсек N3 состоит из двух частей: передней, ограниченной сверху цилиндрическим наклонным плато, а снизу и с боков -фрезерованными панелями, и задней, расположенной между двигателями и образованной фрезерованными панелями.

Над наклонным цилиндрическим плато бака N3 расположены два отсека самолетного оборудования: в одном размещены электрогидравлические механизмы привода поворотных консолей и системы управления механизацией крыла, во втором на съемных панелях установлены агрегаты гидросистемы самолета. Между баками N2 и N3 расположена силовая балка центроплана. Ниши основных опор шасси расположены справа и слева, разделены между собой в плоскости симметрии фюзеляжа вертикальной стенкой и центральной частью топливного бака N2. Обе ниши закрываются в полете тремя створками (боковой, центральной и задней), а также тормозным щитком. Ниши поворотных консолей крыла предназначены для уборки их корневых частей при увеличении угла стреловидности свыше 16° и размещены с обеих сторон в верхней части фюзеляжа. При стреловидности крыла 16° ниши закрыты подпружиненными изнутри створками, при увеличении стреловидности корневые части консолей, отжимая створки, заходят внутрь ниш.

Передняя часть двигательных отсеков имеет люки, использующиеся при снятии и замене двигателей. На них по внешним углам установлены передние части подфюзеляжных гребней. Воздушные каналы, служащие для подвода воздуха к двигателям, изготовлены из листового материала, подкрепленного шпангоутами из прессованных и гнутых профилей. В передней части они соединяются с воздухозаборниками, в задней, посредством герметичного соединения, - с корпусами двигателей.

В гаргроте на верхней поверхности фюзеляжа проложена жесткая проводка системы управления самолетом, топливные трубопроводы и коммуникации других самолетных систем. На нем установлен форкиль с воздухозаборником охлаждения электрогенераторов (с самолета N15-28). На нижней поверхности средней части фюзеляжа расположены четыре точки подвески вооружения: N3, N4, N7 и N8, две последние - тандемом по оси симметрии самолета (7-я и 8-я точки подвески устанавливались на самолеты с N8-11).

Хвостовая часть фюзеляжа (за шпангоутом N35) состоит из задних частей отсеков двигателей, гаргрота и хвостовых коков. В ней расположены двигатели, их форсажные камеры, рулевые агрегаты управления консолями стабилизатора (в нишах по обоим бортам). К хвостовой части крепятся поворотные половины горизонтального оперения, киль и задние части подфюзеляжных гребней. В силовую схему хвостовой части фюзеляжа входят 11 шпангоутов, основной из которых, служащий для крепления оперения, состоит из килевой и двух боковых балок, двух полуосей стабилизатора и нижней части. Полуоси имеют коническую форму с посадочными местами под подшипники. Гаргрот отсека является продолжением гаргрота средней части фюзеляжа и имеет то же назначение. Хвостовые коки, являющиеся отдельными технологическими единицами, крепятся к последнему шпангоуту болтами через имеющиеся в обшивке карманы. Начиная с самолета N15-28 устанавливается обуженная хвостовая часть фюзедяжа.

Двигатели АЛ-21Ф-3 установлены рядом в двух изолированных мотоотсеках - правом и левом, отделенных друг от друга продольной противопожарной перегородкой и стенками топливного бака N3. Внутри мотоотсеков один из шпангоутов служит дополнительной поперечной противопожарной перегородкой, позади него каждый двигатель заключен в цилиндрический кожух. Крепление двигателей к самолету осуществляется в трех поясах.

Воздухозаборники двигателей - боковые, плоские, с вертикальным расположением клина торможения, за время производства самолета претерпели ряд изменений. На опытных и первых серийных машинах система регулирования воздухозаборников задействована не была, они оснащались управляемыми противопомпажными створками на верхней поверхности фюзеляжа. На последующих сериях устанавливались регулируемые воздухозаборники. Изменение величины проходного сечения достигалось за счет перемещения двух внутренних панелей, связанных между собой и с механизмами управления валом с качалками. В связи с установкой модифицированных двигателей АЛ-21Ф-3 поперечные сечения воздухозаборников в зоне регулируемых панелей были увеличены (с самолета N4-04), а на боковых поверхностях установили створки подпитки. В дальнейшем от идеи регулирования воздухозаборников отказались, и на серийные самолеты (начиная с N21-26) перестали устанавливать панели, тяги и другие элементы системы управления воздухозаборниками. Регулирование их на взлетно-посадочных режимах осуществляется теперь только створками подпитки, связанными с системой выпуска и уборки закрылков.

Воздухозаборники стыкуются со средней частью фюзеляжа с помощью неразъемного заклепочного соединения. В задней части воздухозаборников между их нижней поверхностью и воздушными каналами расположены отсеки оборудования.

КРЫЛО самолета состоит из центроплана, закрепленного на фюзеляже и представляющего с ним единое целое, и двух поворотных консолей, крепящихся с помощью шарнирного узла к силовой балке центроплана. Поворотные консоли могут занимать несколько фиксированных положений, соответствующих углу стреловидности по передней кромке 16, 35, 45 и 69°. Крыло обеспечивает высокие характеристики самолета на различных режимах полета, в том числе взлетно-посадочных, как за счет изменения стреловидности консолей, так и благодаря наличию мощной механизации - закрылков, предкрылков и интерцепторов. Удлинение крыла при минимальном угле стреловидности консолей (16°) -5.64, при максимальном (69°) - 2.107.

Центроплан служит для крепления поворотных консолей крыла и установлен вверху средней части фюзеляжа. Угол стреловидности центроплана по передней кромке составляет 69°, он имеет нулевой угол установки и отрицательное поперечное V -4°30'. Центроплан состоит из силовой балки с подкосами и двух отсеков, являющихся неподвижными частями крыла, примыкающих к средней части фюзеляжа. Верхний и нижний пояса силовой балки выполнены из стали ВНС-5 заодно с проушинами шарнира и соединены болтами со стенками, опорой шарнирного узла и подкосами. Стенки балки, находящиеся внутри фюзеляжа, изготовлены из сплава АК4-1, а вне его - из стали 30ХГСНА и образуют вместе с поясами замкнутое коробчатое сечение. Подкосы выполнены из стали 30ХГСНА в виде двутавровых балок, имеющих вырезы для прохода винтовых домкратов поворотных консолей и размещения носков консолей в положении минимальной стреловидности. На нижней поверхности отсеков центроплана установлены пилоны для подвески держателей вооружения (1 -я и 2-я точки подвески). Хвостовые части центроплана состоят из верхней и нижней панелей, соединенных с шарнирной балкой. Законцовка верхней панели выполнена в виде поворотной створки, поджимающейся к поворот¬ной консоли пружинным механизмом.

Поворотные консоли крыла в конструктивно-технологическом плане состоят из кессона, шарнирного узла, носовой и хвостовой частей, законцовки, секций закрылков, предкрылков и интерцепторов. Под каждой консолью установлено по одному поворотному пилону для подвески вооружения. Основным силовым агрегатом поворотной консоли является кессон, продольный набор которого образован четырьмя лонжеронами, а поперечный - шестью нервюрами. Внутри крыла размещены приводы и агрегаты систем изменения стреловидности, управления механизацией и синхронизации поворотных пилонов.

Механизация крыла представлена трехсекционными выдвижными двухщелевыми закрылками с фиксированными дефлекторами, четырехсекционными выдвижными предкрылками, двухсекционными интерцепторами. Закрылки имеют площадь 10.21 м2 и могут выпускаться на угол 34°, на поздних сериях самолетов число их секций сокращено до двух. Предкрылки площадью 3.036 м2 отклоняются на угол 27°, на самолетах начиная с 25-й серии выполнены трехсекционными. Управление закрылками и предкрылками осуществляется с помощью электрогидромеханических винтовых приводов. Интерцепторы площадью 3.063 м2 служат для повышения эффективности поперечного управления самолетом при углах стреловидности поворотных консолей менее 53°. Рулевые агрегаты обеспечивают выпуск интерцепторов на угол до 43°. Система синхронизации положения поворотных пилонов обеспечивает параллельность осей симметрии пилонов продольной оси самолета независимо от угла стреловидности крыла.

ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ самолета выполнено в виде цельноповоротного дифференциально отклоняемого стабилизатора с прямой осью вращения и независимым приводом консолей. Площадь горизонтального оперения 13.707 м2, угол стреловидности по линии четвертей хорд консолей - 55°. Каждая консоль поворачивается на полуоси, жестко закрепленной на силовом шпангоуте хвостовой части фюзеляжа, и состоит из лобовой, средней и хвостовой частей, а также законцовки. Синхронное отклонение обеих половин стабилизатора обеспечивает продольное управление самолетом, а их дифференциальное отклонение - управление по каналу крена. Два независимых комбинированных агрегата управления обеспечивают отклонение консолей горизонтального оперения на углы от +11° до -25°.

ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ самолета - однокилевое, стреловидное, с рулем направления и двумя подфюзеляжными гребнями. Площадь вертикального оперения 9.234 м2, угол стреловидности киля по линии четвертей хорд - 55°. Силовой каркас киля образован продольным и поперечным набором, панелями обшивки и узлами крепления киля к фюзеляжу. Продольный набор представлен передней и задней стенками, прямым лонжероном и стрингерами, выполненных за одно целое с панелями обшивки, поперечный - 19 нервюрами и диафрагмой. Верхняя часть киля выполнена радиопрозрачной и представляет собой съемную законцовку, под которой вверху установлена антенна связной коротковолновой радиостанции. Под рулем направления в корневой части киля оборудован отсек, в котором находятся опорный узел руля и цилиндр управления створкой контейнера тормозного парашюта, здесь также размещен обтекатель АФС "Пион". Начиная с самолета N15-28 контейнер тормозного парашюта был перенесен из фюзеляжа в обтекатель под рулем направления и оснащен двумя открывающимися в стороны створками, вследствие чего киль был несколько модифицирован.

Руль направления, имеющий весовую балансировку, навешен на киле с помощью четырех узлов и управляется бустером БУ-190А-2. Площадь руля направления 1.437 м2, углы отклонения в обе стороны ± 24°. Весовая балансировка руля осуществлена с помощью трех грузов-балансиров, установленных в его носке. Для повышения путевой устойчивости в конструкции самолета предусмотрены два пофюзеляжных гребня площадью по 1.1 м2, закрепленные на внешних углах крышек люков, используемых при снятии и установке двигателей.

ШАССИ самолета выполнено по трехопорной схеме с передней опорой. Основные опоры крепятся к средней части фюзеляжа и убираются в специальные ниши вперед - к оси самолета. Передняя опора, установленная под головной частью фюзеляжа, убирается в нишу в подкабинном и закабинном отсеках назад по полету. Подвеска колес передней и основной опор шасси - рычажного типа. Колея шасси 3.31 м, база - 8.51 м.

На каждую основную опору установлено два тормозных колеса КТ-172 с размером шин 950x300 мм и нормальным зарядным давлением пневматика 12 кгс/см2 (1.2 МПа). Передняя опора оснащается спаркой нетормозных колес КН-21 с шинами 660x200 мм. На оси колес передней опоры установлен грязезащитный щиток, предотвращающий попадание частиц грунта и бетона, отбрасываемых колесами, в воздухозаборники двигателей. Для обеспечения маневрирования самолета при движении по взлетно-посадочной полосе и рулежным дорожкам применена система поворота колес передней опоры с управлением из кабины экипажа и приводом от гидросистемы самолета. При отделении передних колес от земли во время взлета они автоматически устанавливаются в нейтральное положение.

Уборка и выпуск шасси производится с помощью гидросистемы, в случае ее отказа шасси выпускается от аварийной пневмосистемы, при этом сначала выходит передняя опора, а затем - основные. В убранном положении стойки удерживаются механическими замками с гидравлическим управлением, в выпущенном - специальными устройствами подкосов (раскосом и кольцевыми замками). Торможение колес производится от основной пневмосистемы самолета, аварийное - от аварийной пневмосистемы.

Ниша передней опоры шасси закрывается складывающейся передней и двумя боковыми створками, причем последние находятся в закрытом положении как при убранном, так и при выпущенном шасси, и открываются только в процессе выпуска и уборки. Ниши основных опор оснащены тремя створками и створкой-тормозным щитком. Центральная створка и тормозной щиток управляются гидроцилиндрами и находятся в закрытом положении независимо от состояния шасси, задняя и боковая створки имеют кинематический привод и закрывают нишу только при убранных основных опорах.

Самолеты первых серий комплектовались устанавливаемым оборудованием лыжного шасси, призванного обеспечить возможность взлета и посадки на аэродромах с низкой прочностью грунта и снеговым покровом. В комплект оборудования входили лыжи, устанавливавшиеся вместо спарок колес на основные опоры шасси, специальные рулежно-буксировочные тележки и система смазки лыж, обеспечивающая смазку их скользящей поверхности для уменьшения сил трения и исключения примерзания лыж на стоянке. Система смазки устанавливалась в нишах основных опор и включала в себя два контейнера с жидкостными баллонами емкостью 60 литров и вытеснительной системой подачи жидкости к лыжам.

ПАРАШЮТНО-ТОРМОЗНАЯ УСТАНОВКА (типа ПТК-6) предназначена для сокращения длины пробега самолета при посадке и включает в себя два основных и два вытяжных парашюта, контейнер, системы выпуска и отцепки парашютов. Система тормозных парашютов является штатным средством торможения самолета и используется при каждой посадке. Основные парашюты имеют купола крестообразной формы площадью 25 м2. Контейнер тормозных парашютов, расположенный первоначально в верхней части фюзеляжа, позднее (с самолета N15-28) был перенесен в обтекатель, установленный в киле под рулем направления (установка ПТК-6М). Это позволило вводить парашюты в поток как при касании основными колесами самолета взлетно-посадочной полосы, так и на режиме выравнивания, так как при посадочных углах до 14° направление тормозной силы от парашюта стало проходить вблизи центра тяжести самолета, что не создает опасного пикирующего момента. Контейнер тормозного парашюта имеет цилиндрическую форму и оснащается двумя створками, открывающимися в стороны перед выпуском парашютов.

далее

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА самолета Су-24 состоит из двух турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-21Ф-3 (изделие "89") в компоновке "Т", разработанных под руководством Генерального конструктора A.M.Люльки.

Двигатель АЛ-21Ф-3 является дальнейшим развитием ТРД АЛ-21Ф, применявшегося в силовой установке первых опытных самолетов Т-6, и отличается от него увеличенной тягой и улучшенными удельными расходными характеристиками. Конструктивно двигатель состоит из:
- осевого 14-ступенчатого компрессора с поворотными лопатками направляющих аппаратов;
- прямоточной трубчато-кольцевой камеры сгорания;
- трехступенчатой осевой турбины;
- прямоточной трехстабилизаторной форсажной камеры;
- регулируемого всережимного реактивного сопла с расширяющейся частью;
- турбостартера с агрегатами системы автономного запуска;
- коробки приводов агрегатов самолета и двигателя;
- системы регулирования и топливной автоматики;
- систем питания двигателя топливом и маслом, электрооборудования и противообледенения.

Стендовая тяга двигателя на режиме "полный форсаж" составляет 11200 кгс (110 кН), на максимальном бесфорсажном режиме - 7800 кгс (76.5 кН), удельный расход топлива - 1.86 и 0.86 кг/(кгс.ч) (0.19 и 0.09 кг/(Н.ч)) соответственно; минимальный удельный расход топлива - 0.76 кг/(кгс.ч) (0.08 кг/(Н.ч)). Расход воздуха через двигатель - до 104 кг/с при степени сжатия компрессора 14.5 и диаметре входа 885 мм. Температура газов перед турбиной достигает 1100°С. Длина двигателя от фланца переднего корпуса до среза реактивного сопла в положении "полный форсаж" составляет 5340 мм, максимальный диаметр по форсажной камере -1030 мм. Сухая масса двигателя незначительно превышает 1700 кг, что соответствует удельному весу 0.153.

Крепление двигателей к самолету осуществляется в трех поясах. В основном поясе двигатель крепится к силовому шпангоуту хвостовой части фюзеляжа двумя боковыми цапфами, воспринимающими усилия от тяги двигателя, массовых и инерционных нагрузок и передающими их на конструкцию самолета.

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА самолета обеспечивает бесперебойную подачу топлива к двигателям на всех режимах их работы при любом пространственном положении самолета в воздухе. В качестве топлива используется авиационные керосины марок Т-1, ТС-1 или их смесь в любой пропорции. Топливо на самолете размещается в трех сообщающихся между собой фюзеляжных герметичных баках-отсеках и подвесных баках. Общая эксплуатационная емкость внутренних баков составляет 11860 литров (у самолетов до N8-11 с неувеличенным 1-м баком - 11200 литров). Запас топлива может быть увеличен с помощью двух подкрылъевых подвесных баков емкостью по 3000 литров (ПТБ-3000) и одного подфюзеляжного подвесного бака емкостью 2000 литров (ПТБ-2000), При подвеске трех баков суммарный запас топлива доводится до 19860 л.

Топливо во внутренних баках находится под избыточным давлением 0.2 кгс/см3 (20 кПа), обеспечиваемым системой дренажа и наддува. Для обеспечения требуемого диапазона центровок самолета выработка топлива из баков производится автоматически в определенной последовательности. При действии околонулевых и отрицательных перегрузок топливо к двигателям поступает из бака-аккумулятора, откуда оно выдавливается воздухом. Для контроля запаса топлива на самолете установлена топливомерно-расходомерная аппаратура. Заправка топливных баков может осуществляться как открытым способом - через заливную горловину бака N1 и горловины подвесных баков, так и закрытым способом - под давлением через специальный штуцер. Закрытый способ заправки является основным, открытый применяется лишь в случае отсутствия специализированных топливозаправщиков. На самолете предусмотрена система аварийного слива топлива. Трубопроводы слива горючего выведены за хвостовой кок фюзеляжа и оканчиваются коническими насадками для формирования струи топлива.

СИСТЕМА НЕЙТРАЛЬНОГО ГАЗА служит для защиты топливных баков самолета от взрыва и для поддержания в них избыточного давления на всех режимах полета путем наддува их газообразным азотом. Азот находится под давлением 210 кгс/см2 (21 МПа) в четырех баллонах УБЦ-16 емкостью по 16 литров. Агрегаты системы нейтрального газа расположены в хвостовой части фюзеляжа между мотоотсеками двигателей.

СИСТЕМА ПРОТИВОПОЖАРНОЙ ЗАЩИТЫ обеспечивает предупреждение, обнаружение и тушение пожара в отсеках двигателей и в хвостовой части фюзеляжа. Система включает в себя средства звуковой и световой сигнализации о пожаре.

ГИДРОСИСТЕМА предназначена для управления рулями, поворотными консолями и механизацией крыла, шасси и выполнения ряда других функций. Рабочей жидкостью гидросистемы является гидромасло АМГ-10, обший запас которого на самолете составляет 65 литров. Рабочее давление в гидросистеме - 210 кгс/см2 (21 МПа) - обеспечивается плунжерными насосами НП96А-2 аксиального типа с переменной подачей и приводом от силовой установки самолета. Для стабилизации давления и сглаживания пульсаций в гидросистеме предусмотрены поршневые пневмоаккумуляторы, заряжаемые азотом.

Для повышения надежности и живучести гидросистема состоит из трех независимых автономных гидросистем, каждая из которых имеет свои источники питания (по два насоса НП96А-2, по одному на каждом двигателе), распределительные агрегаты и трубопроводы. Привод наиболее важных самолетных органов - дублированный, от двух автономных гидросистем.

Первая гидросистема обеспечивает работу приводов управления поворотным стабилизатором, рулем направления и интерцепторами. Вторая гидросистема дублирует первую в части привода рулевых поверхностей, а также обеспечивает работу систем поворота консолей крыла, выпуска и уборки закрылков и предкрылков, шасси, открытия и закрытия створки подпитки правого канала вроздухозаборника, осуществляет питание рулевых агрегатов РМ-130. Третья гидросистема служит для приведения в действие системы поворота консолей крыла, управления механизацией, открытия и закрытия створки подпитки левого канала воздухозаборника, выпуска тормозных щитков, поворота колес передней опоры на рулежке, переключения нелинейного механизма, автоматического торможения колес при уборке шасси, управления фотоустановкой.

ПНЕВМОСИСТЕМА самолета состоит из двух автономных систем - основной и аварийной - и функционально связана с гидросистемой. Воздух для обеих автономных систем содержится под давлением 180-200 кгс/см2 (18-20 МПа) в шести сферических баллонах емкостью по 6 литров (по три баллона на каждую систему).

Основная пневмосистема предназначена для торможения колес при рулежке, старте, пробеге и уборке шасси, а также поддавливания гидрожидкости в баке третьей гидросистемы. Аварийная пневмосистема служит для аварийного торможения колес основных опор и аварийного выпуска шасси.

ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ самолета включает в себя основные и резервные источники переменного и постоянного тока, преобразователи тока, потребители систем самолета и двигателей, магистральную и распределительную электросеть. Основными источниками электроэнергии на самолете являются два генератора переменного тока ГТ30П48Б с номинальным напряжением 200/115 В при частоте 400 Гц мощностью по 30 КВА и два генератора постоянного тока ГСР-СТ-12/40а с номинальным напряжением 28.5 В мощностью по 12 кВт каждый. Два силовых трансформатора преобразуют напряжение генераторов переменного тока в трехфазный ток напряжением 36 В частотой 400 Гц, необходимый для работы прицельно-навигационного оборудования. Резервными источниками постоянного тока являются две аккумуляторные батареи 20НКБН-25 номинальным напряжением 24 В и емкостью 25 А-ч. Аварийными источниками переменного однофазного тока напряжением 115 В и трехфазного тока 36 В/400 Гц служат преобразователи ПО-750А и ПТ-500Ц соответственно. Для подключения к бортовой сети самолета наземных источников электроэнергии имеются штепсельные разъемы аэродромного питания постоянным и переменным током ШРАП-500К и ШРАП-400.

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ состоит из ручного продольно-поперечного и ножного путевого управления. Продольное управление осуществляется синхронным отклонением обеих половин стабилизатора в одну и ту же сторону, поперечное - дифференциальным отклонением консолей в противоположные стороны. При углах стреловидности крыла менее 53° для увеличения эффективности поперечного управления используются интерцепторы, расположенные на верхней поверхности консолей крыла. Путевое управление обеспечивается отклонением руля направления. Стабилизатор и интерцепторы отклоняются при перемещении ручки управления, руль направления - педалей. Ручка и педали выполнены в виде одного поста управления. Таких постов в кабине два: левый для летчика, правый, с укороченной ручкой,- для штурмана. Оба поста связаны между собой жесткими связями.

Система управления самолета выполнена по необратимой схеме с двухкамерными гидроусилителями, установленными непосредственно около органон управления. Каждая половина стабилизатора управляется своим электрогидравлическим приводом - комбинированным агрегатом управления КАУ-120. В систему продольного управления включены пружинные загрузочные механизмы, автомат регулирования загрузки и механизм триммерного эффекта. Последовательно к системе подключен автомат регулирования управления, который изменяет передаточные числа от ручки управления к стабилизатору в зависимости от скоростного напора и высоты.

Поперечное управление осуществляется дифференциально отклоняемым стабилизатором (при этом движение от ручки жесткими тягами передается на золотник комбинированного гидроусилителя через смесительный механизм, позволяющий управлять стабилизатором как по каналу тангажа, так и по каналу крена) и интерцепторами. Управление интерцепторами - дистанционное, с помощью электрогидравлических приводов РМ-120, отклоняющих каждую секцию интерцепторов и получающих электрические сигналы на перемещение от индукционного датчика, механически связанного с ручкой управления. В системе поперечного управления предусмотрены механизмы загрузки и триммерного эффекта.

Руль направления приводится в действие бустером БУ-190А-2, соединяемым с педалями жесткой проводкой. В систему путевого управления включены демпферный рулевой агрегат, механизмы загрузки и триммерного эффекта.

Управление самолетом по каналам тангажа, крена и курса может осуществляться как экипажем, так и с помощью системы автоматического управления (САУ-6). САУ может работать в режимах стабилизации траектории, демпфирования, а также обеспечивать выполнение маловысотного полета с огибанием естественных препятствий по информации РПС "Рельеф". Сигналы системы автоматического управления подаются непосредственно на вход гидроусилителей и электрогидравлических агрегатов, отклоняющих рулевые поверхности. На случай отказа САУ в режиме маловысотного полета в системе продольного и поперечного управления предусмотрены специальные рулевые агрегаты, обеспечивающие безопасный уход самолета от земли и приведение его к нулевому крену.

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ИЗМЕНЕНИЕМ СТРЕЛОВИДНОСТИ КРЫЛА (СПК-2-3) предназначена для попорота консолей в пределах изменения угла стреловидности от 16° до 69° и является двухканальной автоматической следящей системой релейного типа. Система имеет два режима работы - автоматический и ручной. Крутящий момент от рулевого привода РП-60-4. входящего в комплект системы СПК-2-3, через упругий карданный вал передается на входной вал червячного редуктора и посредством трансмиссионных валов - к правому и левому винтовым преобразователям ВП-4. Здесь вращательное движение преобразуется в поступательное, которое и обеспечивает поворот консолей крыла. При отказе одного из каналов системы время перевода поворотных частей крыла из одного положения в другое увеличивается вдвое.

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ КРЫЛА служит для выпуска и уборки в строгой последовательности предкрылков и закрылков. Система обеспечивает выпуск сначала предкрылков (на угол 27°), а затем закрылков (на угол 34°) и их уборку в обратной последовательности. В аварийной ситуации обеспечивается возможность остановки предкрылков и закрылков в любом промежуточном положении.

Крутящий момент от рулевого привода РП-60-3 через упругий вал передается на раздаточный механизм, установленный на задней стенке силовой балки центроплана, распределяющий крутящий момент между трансмиссиями предкрылков и закрылков в определенной очередности. От них вращательное движение передается к левому и правому распределительным редукторам, обеспечивающим вместе с телескопическим валом переход трансмиссий из центроплана на подвижную часть крыла. В поворотных консолях трансмиссии передают крутящий момент на домкраты предкрылков и закрылков, обеспечивающие их отклонение.

КАБИНА самолета - герметическая, вентиляционного типа, обеспечивает нормальную работу экипажа в высотных костюмах во всем диапазоне высот полета. Рабочие места членов экипажа с катапультируемыми креслами К-36Д размещены рядом: слева место летчика, справа - штурмана. На приборной доске, панелях и пультах, установленных по бортам кабины, размещены приборы и аппаратура для управления и контроля работы самолетных систем, силовой установки, оборудования, вооружения, органы управления самолетом и двигателями. В распоряжении экипажа имеется 46 индикаторов, 206 сигнальных ламп и ламп-кнопок, более 20 рычагов, свыше 300 выключателей, АЗС, кнопок, переключателей и других органов управления. Внутрикабинное освещение выполнено красным светом. На самолетах начиная с N14-11 кабина оборудуется шторками защиты от светового излучения (СЗ) и слепого вождения (СБ).

Фонарь кабины состоит из неподвижной части и двух створок, о ткидывающихся назад - в стороны независимо друг от друга. Система управления створками фонаря обеспечивает эксплуатационное открытие и закрытие, а также аварийный сброс створок. Для защиты стекол передней части фонаря от обледенения установлена система обдува стекол горячим воздухом.

Требуемые температура, давление воздуха и вентиляция в кабине обеспечиваются системой кондиционирования. Герметизация кабины по периметрам откидных частей фонаря осуществляется в помощью надуваемых воздухом шлангов, по заклепочным швам и болтовым соединениям - нанесенным на внутреннюю поверхность кабины герметиком. Трубопроводы, тяги управления и электрожгуты выведены из кабины через герметичные выводы. Внутренняя поверхность кабины оклеена теплозвукоизоляционным покрытием.

СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ обеспечивает наддув и вентиляцию кабины, автоматическое поддержание давления и температуры, а также ручное ее регулирование, предохранение стекол фонаря от запотевания. От системы кондиционирования отбирается воздух для охлаждения и наддува блоков оборудования, охлаждения вооружения, наддува противоперегрузочных устройств и вентиляции костюмов членов экипажа. Воздух для системы кондиционирования отбирается за 14-й ступенью компрессора каждого двигателя. Основные агрегаты системы установлены в средней части фюзеляжа над топливным баком N2.

КИСЛОРОДНАЯ СИСТЕМА самолета обеспечивает работу членои экипажа, одетых в высотное спецснаряжение, в течение длительного времени при полете в загерметизированной кабине до высоты практического потолка и в разгерметизированной кабине на высотах до 10 км. Кратковременно в аварийном режиме система обеспечивает питание экипажа кислородом при снижении до безопасной высоты и при катапультировании с высот до практического потолка с автоматическим переключением на питание от блока кислородного оборудования катапультного кресла.

СИСТЕМА АВАРИЙНОГО ПОКИДАНИЯ самолета состоит из двух катапультных кресел К-36Д (с самолета N9-11 - К-36ДМ) Генерального конструктора ОКБ "Звезда" Г.И.Северина, систем аварийного сброса створок фонаря, разблокировки стреляющих механизмов и принудительного катапультирования членов экипажа.
Кресла К-36Д (К-36ДМ) обеспечивают спасение членов экипажа на всех режимах полета, в том числе на взлете и посадке. Максимальная перегрузка при катапультировании не превышает 20 единиц. Площадь купола парашюта составляет 60 м2. Кресла крепятся в кабине путем захвата замком опорной пяты стреляющего механизма, жестко закрепленного на кресле. При снятии, установке и катапультировании кресло свободно перемещается по направляющим рельсам кабины.

далее

СПЕЦИАЛЬНОЕ БОРТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Специальное бортовое оборудование самолета Су-24 состоит из:
- прицельно-навигационной системы;
- радионавигационного оборудования;
- радиосвязного оборудования;
- аппаратуры опознования государственной принадлежности;
- аппаратуры предупреждения об облучении и радио-электронного противодействия;
- аппаратуры контроля и регистрации параметров;
- разведывательного оборудования.

ПРИЦЕЛЬНО-НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА ПНС-24 "Пума" предназначена для решения следую щих задач:
- круглосуточного всепогодного обнаружения и прицельного поражения тактических наземных целей всеми видами вооружения самолета;
- автономного и автоматического решения задач самолетовождения с программированием заданного маршрута;
- обеспечения безопасного маловысотного полета с предупреждением столкновений и облетом наземных препятствий в вертикальной плоскости;
- обеспечения прицельного поражения маломаневренных воздушных целей (транспортные, связные самолеты и т.п.) при обнаружении их визуально или с помощью теплопеленгатора.

В соответствии с решаемыми задачами прицельно-навигационная система включает в себя датчики информации, устройства ее обработки и выработки команд для управления самолетом, аппаратуру управления и индикации. В состав ПНС-24 "Пума" входят: радиолокатор переднего обзора (РПО) "Орион-А", радиолокатор предупреждения о столкновении с наземными естественными препятствиями (РПС) "Рельеф", пассивный радиолокационный пеленгатор (ПРП) "Филин", электронно-оптический визир "Чайка-1", теплопеленгатор ТП-23Е, система наведения ракеты Х-23 "Аркан" с радиокомандной линией "Дельта" и телевизионным пеленгатором "Таран", доплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС-7, радиовысотомеры малых (РВ-3МП) и больших (РВ-18А1 "Крона") высот, малогабаритная инерциальная система МИС-П, система воздушных сигналов СВС-ПН-5-3, система автоматического управления самолетом САУ-6, система индикации с прицельно-пилотажным визиром ППВ, бортовая цифровая вычислительная система на базе БЦВМ "Орбита-10" (ЦВУ-10-058), коммуникационная аппаратура и ряд других более мелких систем.

РАДИОНАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ самолета обеспечивает решение задач ближней и дальней навигации и посадки в сложных метеоусловиях. В состав радионавигационного оборудования входят:
- бортовая радиотехническая система ближней навигации РСБН-6с "Ромб-1К";
- автоматический радиокомпас АРК-10 (на самолетах поздних серий - АРК-15М) для вождения самолета по приводным широковещательным станциям и радиомаякам;
- самолетный ответчик СО-63Б, обеспечивающий решение задач управления воздушным движением в зоне аэродрома;
- антенно-фидерная система (АФС) "Пион-ГТ-6", обеспечивающая работу РСБН-6с и СО-63Б;
- маркерное радиоприемное устройство МРП-56П.

РАДИОСВЯЗНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ обеспечивает радиотелефонную связь с наземными объектами на больших и малых расстояниях, командную радиотелефонную связь между самолетами в воздухе, внутреннюю связь между членами экипажа или экипажем и техническим персоналом при наземной подготовке. В состав радиосвязного оборудования самолета Су-24 входят:
- командная УКВ/ДЦВ радиостанция Р-832М "Эвкалипт";
- приемопередающая коротковолновая радиостанция Р-847 "Призма" (или Р-846; на самолетах с N15-28 - Р-864), обеспечивающая радиотелефонную связь с наземными пунктами и другими самолетами;
- самолетное переговорное устройство СПУ-9 для внутренней связи между членами экипажа и выхода на внешнюю связь через радиостанцию;
- магнитофон МС-61 для документирования информации внешней и внутренней связи.

АППАРАТУРА ОПОЗНАВАНИЯ ГОСУДАРСТВЕННОЙ ПРИНАДЛЕЖНОСТИ СРЗО-2М ("Кремний-2М") предназначена для проверки принадлежности обнаруженной цели к своим вооруженным силам и выдачи ответного сигнала опознования на запрос запросчиков всех видов.

АППАРАТУРА ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ ОБ ОБЛУЧЕНИИ И ПОСТАНОВКИ ПОМЕХ предназначена для обнаружения факта облучения самолета радиолокационными станциями зенитных комплексов и истребителей противника, создания активных и пассивных помех средствам наведения зенитных управляемых ракет и ракет класса "воздух-воздух". На самолете имеется станция предупреждения об облучении "Сирена-3М" и станция ответных помех "Сирень", предназначенная для индивидуальной защиты самолета от поражениями управляемыми ракетами путем постановки активных помех радиолокационным станциям импульсного и непрерывного излучения. Кроме того, самолеты поздних серий оборудуются автоматическими устройствами выброса противорадиолокационных и инфракрасных патронов - дипольных отражателей и ложных тепловых целей, отстрел которых снижает вероятность успешного наведения управляемых ракет с тепловыми и радиолокационными головками самонаведения; вместо станции "Сирена" на некоторых их них устанавливалась аппаратура предупреждения об облучении "Береза" с расширенными возможностями.

АППАРАТУРА КОНТРОЛЯ на самолете представлена системой объективного контроля и регистрации параметров полета типа "Тестер-У3" (до самолета N8-11 устанавливалась аппаратура САРПП), которая предназначена для записи в полете состояния, режимов и параметров основных систем самолета и его оборудования, текущего времени и служебных данных и обеспечивает сохранение записанной информации в случае летного происшествия.

РАЗВЕДЫВАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ фронтового бомбардировщика Су-24 включает аэрофотоаппарат, установленный в средней части фюзеляжа и предназначенный для решения задач дневной воздушной фоторазведки.



ВООРУЖЕНИЕ

Вооружение фронтового бомбардировщика Су-24 включает:
- стрелково-пушечное вооружение;
- неуправляемые авиационные бомбардировочные средства поражения;
- неуправляемые авиационные ракеты;
- управляемые авиационные ракеты классов "воздух-поверхность" и "воздух-РЛС";
- управляемые ракеты класса "воздух-воздух".

Все виды вооружения, кроме встроенной пушечной установки, устанавливаются под самолетом на балочных держателях и авиационных пусковых устройствах на 8 точках подвески: четырех подфюзеляжных, двух под центропланом, и двух - под поворотными консолями крыла. Максимальная масса боевой нагрузки самолета Су-24 составляет 7000 кг. Для решения задач подготовки и выбора видов оружия, управления пуском (сбросом) авиационных средств поражения и взрывателями при различных вариантах загрузки самолета предназначена установленная на борту система управления оружием (СУО).

СТРЕЛКОВО-ПУШЕЧНОЕ ВООРУЖЕНИЕ представлено встроенной установкой с шестиствольной пушкой ГШ-6-23 или ГШ-6-23М (АО-19, изделие 9А-620 или 9А-768) калибра 23 мм, имеющей боекомплект 500 снарядов. Пушка размещена на нижней поверхности фюзеляжа на стыке с правым воздухозаборником (скорострельность пушечной установки -до 9 тысяч выстрелов в минуту, начальная скорость снаряда составляет 715 м/с, отдача -4500 кгс (44 кН), масса пушки - 73 кг). Эта же пушка используется в съемных подвижных пушечных установках СППУ-6. На самолет может быть подвешено три такие установки.

БОМБАРДИРОВОЧНОЕ ВООРУЖЕНИЕ самолета состоит из неуправляемых авиационных бомб калибра 1500,500,250 и 100 кг, разовых бомбовых кассет (РБК-500 и РБК-250), зажигательных баков (ЗБ-500), размещаемых на внешних подвесках на балочных держателях 4-й и 3-й групп. На самолет можно подвесить 3 фугасные авиабомбы ФАБ-1500 на балочных держателях БД4-У, 8 бомб ФАБ-500М-62 на балочных держателях БДЗ-У, 16 бомб ФАБ-250М-62 или 28 ФАБ-250М-54 (вариант с максимальной бомбовой нагрузкой) на многозамковых держателях МБДЗ-У6, 38 осколочно-фугасных авиабомб ОФАБ-100-120 на держателях МБДЗ-У6.

НЕУПРАВЛЯЕМОЕ РАКЕТНОЕ ВООРУЖЕНИЕ состоит из ракет калибра 57, 80, 240 и 266/340(420) мм с боевыми частями осколочного, осколочно-фугасного, кумулятивного и проникающего действия, а также специального назначения. Неуправляемые авиационные ракеты калибра 57 мм применяются из блоков УБ-32А-73, имеющих 32 пусковых ствола, и представлены НАР типа С-5М, С-5МО, С-5К, С-5КО(КП) с боевыми частями фугасного, осколочно-фугасного, кумулятивного и кумулятивно-осколочного типа соответственно, специализированных ракет осветительного (С-5-О) и противорадиолокационного (С-5П) назначения. Неуправляемые ракеты калибра 80 мм применяются из 20-ствольных блоков Б-8М и могут комплектоваться кумулятивно-осколочной (НАР С-8, С-8В, С-8А, С-8М) или фугасно-проникающей (С-8Б) боевыми частями, стреловидными поражающими элементами (НАР С-8ВС, С-8АС). Тяжелые неуправляемые ракеты типа С-24 (С-24Б) калибра 240 мм имеют осколочно-фугасную боевую часть и применяются с авиационных пусковых устройств АПУ-68УМ2. Неуправляемые ракеты С-25 калибра 266 мм имеют надкалиберную боевую часть осколочного (С-25-О) или осколочно-фугасного (С-25-ОФ) действия диаметром 420 и 340 мм соответственно и запускаются из одноразовых устройств 0-25. Одновременно на самолет может быть подвешено до 6 блоков УБ-32 и Б-8М, 4 ракеты С-24 или 6 устройств 0-25 с НАР С-25.

УПРАВЛЯЕМОЕ УДАРНОЕ РАКЕТНОЕ ВООРУЖЕНИЕ включает тактические управляемые ракеты (УР) класса "воздух-поверхность" типа Х-23 и противорадиолокационные управляемые ракеты Х-28 и Х-58. УР Х-23 (изделие "68") имеет радиокомандную систему наведения с передачей команд управления по радиолинии "Дельта", аппаратура которой установлена на борту самолета-носителя и ракеты. На самолете Су-24 обеспечена возможность подвески 4 ракет Х-23 на пусковых устройствах АПУ-68УМ2. Управляемая ракета класса "воздух-РЛС" Х-28 (изделие "Д-8") имеет пассивную радиолокационную головку самонаведения. УР Х-58 (изделие "Д-7") имеет аналогичное назначение и систему наведения. На самолет можно подвесить две ракеты Х-28 (на пусковых устройствах ПУ-28) или две Х-58 (на авиационных катапультных устройствах типа АКУ-58-1).

УПРАВЛЯЕМОЕ РАКЕТНОЕ ВООРУЖЕНИЕ КЛАССА "ВОЗДУХ-ВОЗДУХ" состоит из двух ракет Р-55 (изделие "67") с тепловыми головками самонаведения, подвешиваемых на пусковых устройствах под поворотными пилонами подвижных частей крыла.

ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Су-24
Длина с ПВД - 22,67 м
Размах крыла:
- при χ=69° - 10,366
- при χ=16° - 17,638
Площадь крыла:
- при χ=69° - 51,0 м2
- при χ=16° - 55,16 м2
Высота на стоянке - 5,92 м

Масса пустого самолета - 21200 кг
Нормальная взлетная масса - 32300 кг
Максимальная взлетная масса - 39700 кг
Нормальная посадочная масса - 24000 кг
Предельная посадочная масса - 28000 кг
Масса топлива во внутренних баках (плотность топлива 0.825 г/см3) - 9800 кг
Максимальная масса боевой нагрузки - 7000 кг

Максимальная скорость полета на высоте 200 м без подвесок - 1400 км/ч
Максимальная скорость полета на большой высоте - 1700 км/ч
Максимальное число М - 1,6
Практический потолок - 11000 м
Тактический радиус действия при полете на высоте 200 м с расчетной боевой нагрузкой и ПТБ - 600 км
Перегоночная дальность полета с ПТБ - 3055 км
Максимальная эксплуатационная перегрузка - 6,5

Длина разбега самолета с нормальной взлетной массой - 850-900 м
Длина пробега самолета с нормальной посадочной массой и использованием тормозных парашютов - 800-850 м
Скорость отрыва - 300-310 км/ч
Посадочная скорость - 280-290 км/ч

схемы

фото



машины 69-го БАП, 90-е...


машины ранних серий (1976 г.) 806-го БАП


источник - http://spotters.net.ua/