Штурмовик СУ-25

Четверть века назад Генеральным  конструкторам П. О. Сухим была одобрена идея создания легкого самолета-штурмовика (ЛСШ) и дано указание на проведение работ по формированию облика самолета. -прообраза ныне всимирно известного штурмовика СУ-25 и его многочисленных модификация.

 

Идея создания специализированного  штурмовика , предназначенного для  непосредственной авиационной поддержки  сухопутных войск на поле боя , сформировалась на основе всестороннего анализа:

 

-опыт применения штурмовой  авиации во II-й мировой войне  и локальных конфликтах пятидесятых  шестидесятых годов;

 

-состояние парка и боевых  возможностей зарубежной и отечественной  тактической авиации-как использовавшейся , так и предназначавшейся для  решения штурмовых задач;

 

состава и характеристик  объектов сухопутных войск (СВ) вероятного противника на поле боя и в ближней  тактической глубине;

 

организации системы противовоздушной обороны (ПВО) СВ и ее характеристик ; -американской программы AX по созданию самолета- штурмовика непосредственной поддержки сухопутных войск (уже  в ходе разработки проекта)

 

Анализ убедительно свидетельствовал о необходимости проведения работ  по созданию специализированного штурмовика.

 

    АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ  КОМПОНОВКА

 

По своей аэродинамической компоновке штурмовик Су-25 - самолет, выполненный по нормальной аэродинамической схеме, с высоко расположенным крылом. Аэродинамическая компоновка самолета настроена на получение оптимальных  характеристик на дозвуковых скоростях  полета.

 

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

 

Выбранные законы по размаху  крутки и кривизны профиля обеспечили благоприятное развитие срыва потока на больших углах атаки, которое, которое начинается вблизи задней кромки крыла в его средней части, что приводит к значительному  увеличению момента на пикировании  и естественным образом препятствует попаданию самолета на закритические  углы атаки.

 

Нагрузка на крыло выбрана  из условий обеспечения полета у  земли в условиях турбулентной атмосферы  не скоростях вплоть до максимальной скорости полета. Так как исходя из условий полета в турбулентной атмосфере нагрузка на крыло достаточно высока, то для обеспечения высокого уровня взлетно-посадочных и маневренных  характеристик необходима эффективная  механизация крыла. Для этих целей  на самолете реализована механизация  крыла, состоящая из выдвижных предкрылков  и двухщелевых трехсекционных (маневр-взлет-посадка) закрылков. Приращение момента от выпущенной механизации крыла, парируется перестановкой  горизонтального оперения.

 

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

 

    макси-мального  аэродинамического качества.

 

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

 

На самолете применен фюзеляж  с боковымим нерегулируемыми  воздухозаборниками с косым входом. Фонарь с плоским лобовиком плавно переходит в гаргрот, расположенный  на верхней поверхности фюзеляжа. Гаргрот в хвостовой части  фюзеляжа сливается с хвостовой  балкой, разделяющей гондолы двигателей. Хвостовая балка - платформа для  установки горизонтального оперения с рулем высоты и однокилевого вертикального оперения с рулем  направления. Хвостовая балка заканчивается контейнером парашютно-тормозной установки (ПТУ). Аэродинамическая компоновка штурмовика Су-25 обеспечивает:

 

- получение высокого аэродинамического  качества в крейсерском полете  и больших коэффициентов подъемной  силы на режимах взлета и  посадки, а также на маневрировании;

 

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

 

- высокие маневренные  характеристики при атаке наземных  целей; - приемлемые характеристики  продольной устойчивости и управляемости  на всех режимах полета;

 

- установившийся режим  пикирования с углом 30 градусов  при скорости 700 км/час. Высокий  уровень аэродинамического качества  и несущих свойств обеспечили  возможность возвращения самолета  с большими повреждениями на  аэродром.

 

    КОМПОНОВКА И  КОНСТРУКЦИЯ ФЮЗЕЛЯЖА

 

Фюзеляж самолета имеет эллипсовидное  сечение, выполнен по схеме полумонокок. Конструкция фюзеляжа сборно-клепанная, с каркасом, состоящим из продольного  силового набора - лонжеронов, балок, стрингеров и поперечного силового набора шпангоутов. Технологически фюзеляж разделяется  на следующие основные части: - головную часть фюзеляжа с откидным носком, откидной частью фонаря, створками  передней опоры шасси;

 

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

 

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

 

Контейнер тормозного парашюта представляет собой законцовку хвостовой  части фюзеляжа. Эксплутационных  разъемов фюзеляж самолета не имеет. В конструктивно-компановочном плане  головную часть самолета можно разделить  на следующии отсеки:

 

-носовую часть фюзеляжа, расположенную перед кабиной  и представляющую из себя негермитичный  водозащещенный отсек радиоэлектронного  оборудования, имеющую сборно-клепную  конструкцию и не разъемный  стык с кабиной. Для обеспечения

 

доступа к радиоэлектронному  оборудования, размещенного в отсеке, на боковых поверхностях носовой  части физюляжа выполнены быстросъемные  люки, а в передней части откидной носок , который откидывается вверх , а в закрытом виде фиксируется  с помощи направляющих штырей и замков;

 

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

 

-фонарь летчика состоит  из неподвижной передний и  откидной частей. Откидная часть  фонаря крепится на фюзеляже  с помощью

 

замков, жестко закрепленных на подфонарной раме и на левом  боковом профиле откидной части. закрытия Открытие фонаря производится в ручную. Подвижная часть откидывается при эксплуатации вправо. При аварийном  сбросе фонарь откидывается назад.

 

- негерметичный подкабинный  отсек, расположенный между 4-м  и 7-м шпангоутами, в котором  установлена авиационная пушка  калибра 30 мм с патронным ящиком, системой сбора звеньев и выброса  стрелянных гильз и размещена  встроенная лебедка для подъема  и опускания патронного ящика.  Пушка установлена на силовой  балке, прикрепленной к полу  кабины и к передней консольной  белке; - нишу передней опоры шасси,  расположенную частично в подкабинном  отсеке и частично в закабинном. Нишу окантовывают бимсы. Снизу  ниша закрывается двумя створками.  Для защиты радиоэлектронного  оборудования, расположенного в  закабинном отсеке, в нише колеса  установлен защитный кожух, выполненный  съемным для облегчения доступа  к оборудованию;

 

- закабинный отсек, расположенный  между кабиной (шпангоут 7) и передним  топливным баком (шпангоут 11), представляет  собой

 

пылевлагозащищенный отсек  радиоэлектронного оборудованию Для  обеспечения доступа к оборудованию на верхней и боковых поверхностях головной части фюзеляжа имеются  быстросъемные люки. На левом борту  в нише бакабинного отсека расположена  встроенная откидная трехсекционная стремянка, предназначенная для входа в  кабину и подъема на центральную  часть фюзеляжа и крыло без  использования неземных средств.

 

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

 

- передний топливный бак,  собранный из клепанных (за  исключением нижней фрезерованной)  панелей, расположен между 11-м  и 18-м шпангоутами. Для доступа  внутрь бака на боковой поверхности  имеется люк. В верхней части  топливного бака имеется дополнительная  надстройка, на верхней поверхности  которой расположены агрегаты  топливной системы, в том числе  заливная горловина; -расходный топливный  бак расположен между 18-м и  21-м шпангоутами. В нижней панели  бака выполнен люк для обеспечения  доступа внутрь бака. Крышка люка  выполнена из бронеплиты, В задней  стенке бака расположен круглый  технологический люк;

 

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

 

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

 

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

 

- негерметичный, водозащитный  гаргрот, расположенный в верхней  части фюзеляжа над передним  топливным баком и центропланом  между 11 и 20 шпангоутами. Гаргрот  служит для размещения трубопроводов  дренажа и наддува баков топливной  системы, жесткой проводки системы  управления самолетом и других  коммуникаций. Гаргрот разделен  двумя продольными стенками на  три секции - центральную и две  боковые; - воздушные каналы, проходящие  через среднюю часть фюзеляжа  от воздухозаборников к мотоотсекам  двигателей. Воздушные канады проложены в фюзеляже с зазором относительно топливных баков и опираются на шпангоуты фюзеляжа.

 

Хвостовая часть фюзеляжа конструктивно-компоновочно делится  на следующие отсеки:

 

- хвостовую балку-платформу  для установки вертикального  и горизонтального оперения. Силовой  каркас балки образован поперечным  набором шпангоутов и продольным  набором верхних, средних и  нижних лонжеронов и стрингеров. Хвостовая балка состоит из  отсеков, в которых размещено  оборудование самолетных систем  и систем двигательной установки,  а также силовой привод перестановки  стабилизатора и контейнер тормозных  парашютов. Негерметичный, водозащищенный  отсек оборудования расположен  в хвостовой балке между 21-м  и 35-м шпангоутами. Верхняя  секция обшивки хвостовой балки  перед килем выполнена в виде  съемных крышек люков. На нижней  поверхности балки также находятся  люки с откидными крышками  на замках или болтах. По бортам  балки имеются съемные люки  для подхода к узлам подвески  двигателей. Узлы навески вертикального  оперения и стабилизатора установлены  на силовых шпангоутах балки.  На боковых поверхностях хвостовой  балки установлены обтекатели ( зализы) гондол двигателей; - две негерметичные  мотогондолы двигателей, расположенные  по бортам хвостовой балки  фюзеляжа. Каждая мотогондола состоит  из несъемной части, состыкованной  с хвостовой балкой фюзеляжа, и съемной части - хвостового  кока. На силовых шпангоутах мотогондол  установлены узлы крепления двигателей. Внутренними стенками мотогондол  служат боковые стенки хвостовой  балки фюзеляжа. нижняя поверхность  несъемных частей мотогондолы  состоит из переднего и заднего  откидных капотов, обеспечивающих  доступ к двигателю. На мотогондолах  имеется ряд эксплуатационных  люков. На верхней поверхности  каждой мотогондолы установлено  по одному воздухозаборнику охлаждения  двигательного отсека.

 

    КОМПОНОВКА И  КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛА

 

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

 

Крыло состоит их двух консолей, соединенных с центропланом, составляющим одно целое в фюзеляжем. Крыло  выполнено по кессонной схеме, поэтому  силовую основу каждой консоли составляет кессон, к которому крепятся носовая  и хвостовая части консоли. На торцах консолей установлены гондолы  с тормозными щитками. Кессон крыла  воспринимает все внешние нагрузки и передает их на центроплан. Кессон крепится к центроплану болтами  посредством фланцевого стыка по контуру бортовой нервюры.