Фронтовой истребитель Су-17 (первый).

Разработчик: ОКБ Сухого
Страна: СССР
Первый полет: 1949 г.su-17-1

План опытного самолетостроения на 1948 год по ОКБ П.О.Сухого предусматривал ещё одно задание:

«…Спроектировать и построить экспериментальный истребитель с ТРД, со стреловидным крылом 50°, со сбрасываемой кабиной, со следующими данными:
-Максимальная скорость на высоте 10000 м — М=1
-Экипаж — 1 чел.
-Предусмотреть место для установки 2-х пушек калибра 37-мм.

Самолет построить в 2-х экземплярах и снять летные данные на первом экземпляре в сентябре 1949 года…».

В начале июля маршал авиации К.А.Вершинин утвердил ТТТ к новому самолету, согласно которым он предназначался для:
— достижения в установившемся горизонтальном полете числа Маха, равного единице, и исследования особенностей полета со скоростью, соответствующей Ма=1:
— отработки конструкции герметической сбрасываемой кабины;
— отработки прототипа фронтового истребителя больших скоростей.

К эскизному проектированию самолета, получившего обозначение «Р» или Су-17 (первый с таким названием) приступили в июне месяце.
Создание самолета со стреловидным крылом 50° было сопряжено с большими трудностями, в первую очередь, связанными с вопросами устойчивости, управляемости, прочности конструкции.

Определенную сложность в процессе проектирования представляла отделяемая носовая часть фюзеляжа (НЧФ) с кабиной, не имевшая аналогов в отечественном самолетостроении. К примеру, динамика движения НЧФ по направляющим рельсам при отстреле и в момент схода, а также стабилизация НЧФ в свободном падении с предупреждением её столкновения с остальной частью самолета изучалась расчетным путем. Аэродинамические характеристики обеих частей самолета определялись по материалам испытаний в аэродинамических трубах специальных моделей.

В начале ноября 1948 года законченный эскизный проект был направлен в ГК НИИ ВВС для анализа и выдачи заключения. Проект получил одобрение, но при этом ряд недостатков, отмеченных в Заключении требовалось устранить в процессе постройки опытного экземпляра. В декабре Заключение по эскизному проекту было утверждено главным инженером ВВС.

Параллельно с разработкой эскизного проекта строился макет самолета. В конце декабря макетная комиссия рассмотрела и утвердила его, внеся некоторые изменения, а опытное производство приступило к изготовлению самолета.

Постройка опытного экземпляра завершилась в конце июля 1949 года, а через месяц Су-17 перевезли на аэродром ЛИИ МАП для проведения заводских испытаний. В период с 4 сентября по 8 октября С.Н.Анохин выполнил на нем несколько рулежек и пробежек. Самолет был подготовлен к первому полету, о чем уведомили руководство МАП.

В конце октября главком ВВС обратился к министру авиапромышленности с письмом, в котором напомнил о том, что: «…Экспериментальный истребитель Су-17… находится в ЛИИ МАП с 27 августа ст. в состоянии готовности к проведению летных испытаний.

Однако, отсутствие до настоящего времени разрешения МАП на первый вылет задерживает проведение летных испытаний самолета.

ВВС заинтересованы в результатах летных испытаний самолета Су-17 и в получении оценки работы двигателя ТР-3 в полете на больших высотах и сверхзвуковых скоростях.

В связи с этим прошу Ваших указаний ускорить решение вопроса о допущении самолета Су-17 к летным испытаниям и скорейшем их проведении.

О Ваших решениях прошу поставить меня в известность…».

Резолюция М.В.Хруничева: «т. Жигареву. Этот вопрос будет решен правительством с планом опытных работ…».

К сожалению, в утвержденном плане опытного строительства на 1949-1950 годы тематика ОКБ П.О.Сухого была исключена.

14 ноября 1949 года Совет Министров СССР своим постановлением разрешил Министерству авиационной промышленности:

«…ликвидировать опытно-конструкторское бюро т. Сухого и перевести 40 инженерно-технических работников для работы в опытно-конструкторском бюро т. Ильюшина и остальное количество — в опытно-конструкторское бюро т. Туполева, перевести опытно-конструкторское бюро № 43 т. Торопова на завод № 134 и реорганизовать этот завод в опытный завод по вооружению самолетов, сохранив присвоенный ему номер;…».

Такое решение правительства не устраивало руководство ВВС и в середине декабря генерал-полковник авиации П.Ф.Жигарев отправил докладную записку заместителю Председателя Совета Министров СССР Н.А.Булганину, в которой отмечал, что: «В связи с расформированием по решению правительства, ОКБ т. Сухого, прекратилось выполнение нескольких работ, представляющих интерес для ВВС.

Прошу Ваших указаний министру авиационной промышленности т. Хруничеву:

…- в кратчайший срок начать летные испытания построенного ОКБ экспериментального истребителя Су-17 с целью: исследования полета на сверхзвуковой скорости до 1,1 скорости звука; испытания в полете двигателя ТР-3 т. Люлька на больших скоростях и высотах; отработки отделяемой кабины и катапультируемого сидения нового типа, обеспечивающих в комплексе спасение экипажа на сверхзвуковой скорости и больших высотах».

Следует отметить, что вопрос о проведении комплекса испытаний катапультируемого кресла уже поднимался. Приказом МАП от 26 июля 1949 года «Для проведения в ЛИИ стендовых испытаний катапультируемого кресла новой конструкции т.Сухого…», разработанного для самолета Су-17, была назначена группа испытателей в составе: П.Т.Королева, В.С.Кочеткова, В.Н.Кулебякина, П.В.Панасюка, К.Э.Симона, программа испытаний включала отработку кресла на 12-метровой катапультной установке с 500мм стреляющим механизмом. По-видимому, работы предусмотренные этим приказом не выполнялись, поскольку каких-либо сведений о их проведении найти не удалось. Кроме того, приказом МАП от 29 октября 1949 года. Для проведения летных испытаний усовершенствованного катапультируемого кресла конструкции завода № 134 и стреляющего механизма нового типа на самолете МиГ-9УТИ были назначены: парашютист-испытатель В.С.Кочетков, летчик самолета МиГ-9УТИ — Я.И.Верников, ведущий инженер Р.А.Стасевич, летчик самолета сопровождения МиГ-15А.П.Якимов.

Накануне нового 1950 года П.О.Сухой был назначен заместителем А.Н.Туполева — главного конструктора завода № 156.

В начале апреля 1950 года П.Ф.Жигарев вновь обратился к Н.А.Булганину с докладной запиской, в которой отмечал, что: «Проектом плана опытного самолетостроения на 1950-51 годы предусматривается постройка новых опытных истребителей с большими скоростями, с установкой на них двигателей ТР-3 конструкции т. Люлька.

Однако работа этого двигателя в воздухе детально ещё не проверена.

Летные испытания двигателя ТР-3 т.Люлька на летающей лаборатории Пе-8ЛЛ, проводимые в ЛИИ МАП не могут полностью выявить надежной работы двигателя при установке его на реактивный самолет. Об этом свидетельствуют дефекты двигателей РД-500 и РД-45 (зуд, помпаж, плохой запуск на высоте), выявленные при полетах истребителей, хотя указанные двигатели на летающей лаборатории Пе-8 работали без замечаний.

В ЛИИ МАП имеется в летном состоянии самолет Су-17 с двигателем ТР-3, готовый к испытаниям ещё в августе 1949 года. На указанном самолете можно заблаговременно провести летные испытания и доводку двигателя ТР-3 точно в тех же условиях, в каких этот двигатель будет работать на новых опытных самолетах истребителях с тем, чтобы избежать дефектов и задержки внедрения в серийное производство двигателей ТР-3 конструкции т.Люлька как это было с двигателем ВК-1.

В связи с этим, считаю крайне целесообразным проводить полеты самолета Су-17 с двигателем Люльки с тем, чтобы выявить работу двигателя на больших скоростях, а также и на больших высотах, проверить работу автоматики двигателя на большой скороподъемности самолета.

Докладывая на Ваше решение, прошу указаний т.Хруничеву».

10 июня 1950 года постановлением правительства был утвержден план опытного самолетостроения на 1950-1951 годы, один из пунктов которого требовал от И.О. начальника ЛИИ И.В.Острославского принять для проведения летно-исследовательских работ:

«…истребитель конструкции т.Сухого со стреловидным крылом 50 градусов, с двигателем т. Люлька с тягой 4600кг, с отделяемой кабиной — для отработки двигателя в полете на больших скоростях и проведения летных исследований средств спасения пилота, с проверкой отделяемой кабины в воздухе…».

В конце июня самолет Су-17 по акту был передан в ЛИИ МАП. К этому моменту на самолете, не имевшем надлежащего ухода, потеряли герметичность гидравлическая и топливная системы, а на обшивке появились очаги коррозии. По этой же причине, по мнению А.М.Люльки, требовалась переборка и осмотр узлов двигателя ТР-3. Кроме того, по результатам испытаний двигателя ТР-3 на летающей лаборатории возникла необходимость доработки установки его на самолете Су-17 с тем, чтобы обеспечить:
-надежный продув подкапотного пространства;
-слив остатков топлива из двигателя и подкапотного пространства при неудавшемся запуске;
-вынос среза реактивного сопла за пределы ХЧФ.

Выполнить эти работы могли только специалисты ОКБ П.О.Сухого, к этому времени «разбросанные» по другим организациям. Желающих же взять на себя ответственность в проведении летных испытаний неисправного и недоработанного самолета не нашлось. Дальнейшая судьба самолета неизвестна.

Второй экземпляр («дублер») самолета Су-17 на момент ликвидации ОКБ имел готовность около 30%.

 Техническое описание.

Экспериментальный истребитель Су-17 представлял собой одноместный цельнометаллический среднеплан.

Фюзеляж типа полумонокок круглого сечения эксплуатационно делился на три самостоятельные части: отделяемую носовую, среднюю и хвостовую.
В носовой части фюзеляжа (НЧФ) размещались: лобовой воздухозаборник, разделяющийся на два воздушных канала, герметическая кабина и часть оборудования. Силовой каркас НЧФ состоял из 10 основных и 7 дополнительных шпангоутов, связанных в верхней части основанием фонаря кабины, в нижней части — газоотводными трубами пушечных установок, а также наружной обшивкой, обшивкой воздушных каналов и полом кабины.

НЧФ крепилась к средней части фюзеляжа (СЧФ) при помощи двух специальных замков, расположенных на шпангоуте 10 в плоскости основания фонаря и катапультирующего механизма, размещенного под полом кабины. В аварийных ситуациях НЧФ могла отделяться от самолета. Управление сбрасыванием НЧФ осуществлялось при помощи гашетки, расположенной в кабине летчика. Трос от гашетки крепился к спусковому пружинному механизму, который силой своей пружины (200 кгс) приводил в движение тягу, соединяющую рычаги замков. В начале своего хода тяга разблокировала катапультирующий механизм, затем открывала оба замка и в конце хода вызывала срабатывание катапультирующего механизма. В момент выстрела НЧФ отсоединялась от СЧФ и начинала двигаться на своих роликах, закрепленных на газоотводных трубах. При перемещении ролики катились по рельсам клыка СЧФ, обеспечивая движение вперед и одновременно поворот вниз. Такая сложная траектория обеспечивала безопасное отделение НЧФ при нахождении самолета в отвесном пикировании. Стабилизация отделенной НЧФ осуществлялась при помощи специального парашютного устройства.

В СЧФ размещались: ниши передней и основных опор шасси, воздушные каналы, объединяющиеся в один у шпангоута 17, двигатель, передняя группа топливных баков, вооружение, различные системы и оборудование. Силовой каркас СЧФ состоял из 19 шпангоутов, связанных между собой 25-ю стрингерами, силовой балкой и обшивкой.

В хвостовой части фюзеляжа (ХЧФ) размещались: удлинительная труба двигателя, задняя группа топливных баков, контейнер тормозного парашюта, задняя хвостовая опора и тормозные щитки, общей площадью 0,5 м2. Силовой каркас ХЧФ состоял из 17 шпангоутов, 26 стрингеров и обшивки. Стыковка СЧФ и ХЧФ осуществлялась при помощи болтовых соединений.

Крыло — свободнонесущее цельнометаллическое с углом стреловидности 50° по линии одной четверти хорд, установочным углом 1,5° и отрицательным углом поперечного «V» равным 5°. Крыло состояло из двух отъемных консолей, стыкующихся с СЧФ по шпангоутам 16, 21, 25. Обшивка крыла стыковалась с фюзеляжем контурным уголком. Каркас каждой консоли включал в себя: главный лонжерон, две дополнительные стенки, стрингеры, литые носки, набор нервюр и обшивку. Каждый элерон имел внутреннюю компенсацию и герметизирующее полотно, закрепленное на элероне и крыле. На левом элероне устанавливался триммер. Углы отклонения элеронов +28°, а угол отклонения триммера +12°. Каркас элерона состоял из лонжерона, набора нервюр и дюралевой обшивки. Щиток-закрылок типа «Фаулер» передвигался по трем направляющим крыла, угол отклонения 30°. Конструкция щитка аналогична конструкции элерона.

Стреловидное хвостовое оперение состояло из киля с рулем поворота и стабилизатора с рулем высоты. Киль был выполнен из двух частей. Силовой каркас нижней части включал: три лонжерона, набор нервюр, стрингеры, дюралевую обшивку и крепился к ХЧФ в трех точках. Конструкция верхней части аналогичная нижней, при этом две верхние нервюры были выполнены из дерева. В деревянной части киля, где размещалась антенна радиостанции, передний и средний лонжерон отсутствовали, а задний представлял деревянную стенку. Обшивка этой части киля была выполнена из шпона, а остальная — из дюраля. Руль поворота однолонжеронной конструкции крепился к килю в пяти точках и имел весовую балансировку. Углы отклонения руля поворота +30°. Стабилизатор состоял из двух половин, силовой каркас каждой включал: основной лонжерон, два вспомогательных, набор нервюр и обшивку. Крепление стабилизатора к килю обеспечивало возможность изменения установочного угла от -5,5° до +1,5°. На первом экземпляре самолета перестановка осуществлялась на земле. В перспективе, с установкой электромеханизма, появлялась возможность управления стабилизатором в полете. Руль высоты состоял из двух половин и по конструкции был аналогичен рулю поворота. Каждая половина подвешивалась в четырех точках и имела триммер. Углы отклонения руля высоты: +42°, -23°.

Шасси трехколесное с носовым колесом. Передняя опора рычажного типа убиралась в фюзеляж по потоку. Основные опоры рычажного типа с выносным амортизатором крепились на фюзеляже. Уборка основной опоры осуществлялась за счет сокращения длины подкоса при одновременном повороте всей системы вокруг оси верхней головки стойки. В убранном положении ниши закрывались створками, а опоры фиксировались механическими замками. В выпущенном положении передняя опора фиксировалась гидравлическим и шариковым, а основные гидравлическими и роликовыми замками. На передней опоре устанавливалось нетормозное колесо размером 530×230, а на основных — тормозные колеса размером 880×250.

Самолет имел жесткую систему управления, состоящую из управления рулем высоты, рулем поворота и элеронами. Проводка управления в месте разъема НЧФ и СЧФ имела разъемные звенья, передающие движение простым соприкосновением, работая на сжатие и имея в соединении предварительное натяжение. В проводку управления рулем высоты, рулем направления и элеронами, по обратимой схеме были включены бустерные механизмы, являвшиеся готовыми изделиями завода № 279 и развивавшие за счет кинематики подключения различные усилия. Управление триммерами элерона и руля высоты — электромеханическое.

Гидравлическая система состояла из двух независимых подсистем: основной и дополнительной. Основная предназначалась для уборки и выпуска шасси, закрылков и тормозных щитков, а дополнительная — для питания бустеров. Каждая подсистема имела автономный источник давления — гидронасос 355Б, расположенный на коробке проводов ТР-3. рабочее давление в основной -120-140кг/см2, а дополнительной — 42-63кг/см2. рабочая жидкость — гидромасло ГМЦ-2.

Пневматическая система состояла из трех автономных подсистем:
-торможения основных колес и аварийной уборки и выпуска тормозных щитков. Запас воздуха размещался во внутренней полости правой стойки шасси, емкостью 7л и давлении 1 30кг/ см2;
-аварийного торможения основных колес. Запас воздуха — в баллоне (шп. 15-16);
-аварийного выпуска шасси и закрылков. Запас воздуха — во внутренней полости левой стойки шасси.

Силовая установка состояла из ТРД ТР-3 с удлинительной трубой и нерегулируемым реактивным соплом. Монтаж и демонтаж двигателя осуществлялся после отстыковки ХЧФ, а его обслуживание — через специальные люки в СЧФ и ХЧФ. Удлинительная труба имела термоизоляцию, состоящую из наружных кожухов, выполненных из АМЦ и внутреннего наполнителя из «рытой» алюминиевой фольги толщиной 0,017 мм.

Для защиты воздухозаборника от обледенения, в полый носок периодически подавался горячий воздух, забираемый за 7-ой ступенью компрессора двигателя. Система имела сигнализатор обледенения.

Противопожарная система предназначалась для локализации пожара в районе расположения задней группы топливных баков и состояла из:
-4-х литрового баллона с углекислотой, снабженного пирозатвором;
-6-ти термодатчиков, расположенных вблизи топливных баков;
-кольцевого коллектора подачи С02 (шп. 33);
-сигнальной лампы «Пожар».

Топливная система включала: переднюю группу баков, общей емкостью 950 л, заднюю группу баков, общей емкостью 830 л, насосы подкачки, пожарный кран, трубопроводы и фильтры. Передняя группа состояла из двух мягких резиновых непротектированных баков и металлического расходного бака с подкачивающими насосами и отсеком отрицательных перегрузок. Задняя группа состояла из четырех металлических баков, выполненных в виде полых цилиндров и расположенных вокруг удлинительной трубы. Поверхности баков, прилегающие к удлинительной трубе, имели тепловую защиту из двух слоев стекловолокна и дюралевого кольцевого экрана. Зазор между экраном и удлинительной трубой продувался охлаждающим воздухом. Для обеспечения необходимого диапазона центровок топливо вырабатывалось в определенной последовательности. На самолете предусматривалась подвеска двух крыльевых топливных баков емкостью по 300 л.

Герметическая кабина вентиляционного типа в верхней части имела фонарь, состоящий из неподвижного козырька, откидной части и закабинного обтекателя. Козырек имел переднее бронестекло и боковое остекление из плексигласа. Откидная часть — литая рама, остекленная плексигласом. Для предохранения остекления фонаря от запотевания, оно обдувалось горячим воздухом. Герметическая кабина оборудовалась системами: автоматического регулирования давления; вентиляции и наддува с регулировкой температуры воздуха; вентиляции наружным воздухом от скоростного напора; герметизации фонаря. Для обеспечения высотных полетов на самолете устанавливалось стандартное кислородное оборудование.

Комбинированная система спасения летчика в аварийных ситуациях включала отделяемую НЧФ и катапультируемое кресло шторочного типа. При этом катапультирование было возможно из свободно падающей НЧФ с перегрузкой 5-6cf и без отделения НЧФ с перегрузкой до 18д.

Вооружение состояло из двух пушек Н-37, расположенных по бортам СЧФ. Суммарный боезапас составлял 80 патронов. Гильзы и звенья при стрельбе выбрасывались наружу. Имелись счетчики патронов. Система управления стрельбой — электрическая, а перезарядки — электропневматическая. Для ведения прицельной стрельбы предусматривалась установка автоматического прицела, совмещенного с радиодальномером, а для контроля — фотокинопулемет С-13.

Электрооборудование состояло из источников электроэнергии и электрической сети. Основным источником являлся генератор постоянного тока ГС-9000, охлаждаемый путем принудительного продува, а аварийным — аккумулятор 12А-30.

Радиооборудование:
-УКВ-радио-станция РСИУ-3;
-радиополукомпас «Рион»;
-радиовысотомер РВ-2;
-ответчик опознавания «Барий М»;
-радиодальномер «Радаль».
На опытном экземпляре вместо «Рион» был установлен РПКО-10, а из-за отсутствия готовых изделий не устанавливались «Радаль» и «Барий М».

Пилотажно-навигационные приборы:
-авиагоризонт АГ-47Б;
-комбинированный указатель скорости КУС-1200;
-высотомер динамический ВД-15;
-вариометр ВР-75;
-М-метр М-15;
-дистанционный гиромагнитный компас ДГМК-3;
-навигационный индикатор НИ-46;
-магнитный компас КИ-11;
-часы АВР;
-индикатор радиополукомпаса.
Приборы контроля двигателя и систем — аналогичны, установленным на самолет Су-15.
Фотооборудование: фотоаппарат АФА-39.
Бронирование предусматривало установку бронестекла толщиной 100 мм, трех бронеплит спереди, сзади — бронеспинку и заголовник.

ЛТХ:

Модификация: Су-17
Размах крыла, м: 9,95
Длина, м: 15,25
Высота, м: —
Площадь крыла, м2: 27,50
Масса, кг
-пустого самолета: 5932
-максимальная взлетная: 7890
Тип двигателя: 1 х ТРД ТР-3
Тяга, кгс: 1 х 4600
Максимальная скорость, км/ч: 1209
Крейсерская скорость, км/ч: 980
Практическая дальность, км: 1080
Боевая дальность, км: 855
Макс. скороподъемность, м/мин: 2273
Практический потолок, м: 15000
Экипаж: 1
Вооружение: 2 х 37-мм пушки Н-37 (с боезапасом — 80 снарядов).

1.Фронтовой истребитель Су-17 (первый).

Фронтовой истребитель Су-17 (первый).

2.Носовая часть Су-17 (первый).

Носовая часть истребителя Су-17 (первый).

3.Приборная доска самолета Су-17 (первый).

Приборная доска самолета Су-17 (первый).

3а.Су-17 (первый). Рисунок.

Су-17 (первый). Рисунок.

3б.Проекции Су-17 (первый). Рисунок.

Проекции Су-17 (первый). Рисунок.

5.Су-17 (Первый). Схема размещения вооружения.

Су-17 (Первый). Схема размещения вооружения.

6.Су-17 (первый). Схема 1.

Су-17 (первый). Схема 1.

7.Су-17 (первый). Схема 2.

Су-17 (первый). Схема 2.

.

.

Список источников:
В.Б.Шавров. История конструкций самолетов в СССР 1938-1950 гг.
Б.Л.Симаков. Самолеты страны Советов. 1917-1970.
Авиация и Космонавтика. Владимир Проклов. Истребители Су-15 и Су-17.
Полигон. Николай Гордюков. Первые реактивные истребители Сухого.