Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»



Скачать 38.76 Mb.
страница133/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   129   130   131   132   133   134   135   136   ...   170

С. м. конструкций летательных аппаратов как научная дисциплина начала складываться с первых практических шагов становления авиации и базировалась на работах по механике конструкций русских учёных И. Г. Бубнова, Б. Г. Галёркина, А. Н. Крылова, П. Ф. Панковича, С. П. Тимошенко. Основополагающей работой в области С. м. самолёта явилась статья Н. Е. Жуковского «Исследование устойчивости конструкции аэропланов» (1918). Основные достижения С. м. на этапе создания металлических самолётов связаны с трудами В. Н. Беляева, Г. С. Еленевского, А. И. Макаревского, В. М. Стригунова, А. М. Черёмухина. В 50—70 х гг. в С. м. конструкций летательных аппаратов существенный вклад внесли советские учёные В. З. Власов, Р. А. Ададуров, Л. И. Балабух, А. А. Белоус, С. Н. Кан, Ю. Г. Одиноков, А. Ю. Ромашевский, И. А. Свердлов, А. А. Уманский и другие. Значительный вклад в перспективные направления С. м. конструкций летательных аппаратов сделали В. В. Болотин, В. В. Васильев, М. Б. Вахитов, А. С. Вольмир, Э. И. Григолюк, И. Ф. Образцов, В. И. Феодосьев, В. М. Фролов и другие.

Лит.: Ромашевский А. Ю., Климов В. И., Строительная механика самолета, М., 1965; Образцов И. Ф., Онанов Г. Г., Строительная механика скошенных тонкостенных систем, М., 1973.

И. Ф. Образцов, Ю. И. Иванов.

строй летательных аппаратов — строго определённое взаимное расположение летательных аппаратов при их совместном полёте и маневрировании. По месту в С. выделяют ведущий летательный аппарат и ведомый(е) летательный аппарат(ы). Ведущий летательный аппарат маневрирует согласно заданию, а ведомый(е) выдерживает место в С. Место в С. определяется дистанцией, интервалом и превышением (принижением) (рис. 1). По расстоянию между летательными аппаратами различают сомкнутые и разомкнутые С. В сомкнутом С. интервал и дистанция между ближайшими летательными аппаратами не превышают двух размахов крыла и двух длин летательного аппарата. По своей конфигурации С. делят на пеленг, фронт, клин и ромб (рис. 2): пеленг — летательные аппараты располагаются на прямой, составляющей угол меньше 90{{°}} к траектории полёта, фронт — на прямой, перпендикулярной к траектории полёта, клин — на сторонах угла, в вершине которого расположен ведущий летательный аппарат, ромб — в вершинах ромба. В современных условиях С. применяются только на парадах, для отработки групповой слётанности и для перелётов, не связанных с выполнением боевой задачи.

Рис. 1. Элементы строя.

Рис. 2. Строи летательных аппаратов: а — пеленг; б — фронт; в — клин; г — ромб.

струйное течение (СТ) в атмосфере — сильный узкий поток с почти горизонтальной осью в верхней тропосфере или в стратосфере, характеризующийся большими вертикальными и горизонтальными сдвигами ветра и одним или более максимумами скорости. Обычно длина СТ составляет тысячи км, ширина — сотни км, толщина — несколько км. Вертикальный сдвиг ветра около 5—10 м/с на 1 км, а горизонтальный ~5 м/с на 100 км. Нижний предел скорости в СТ условно считается равным 100 км/ч и выбран с учётом того, что ветер, скорость которого превышает 100 км/ч, оказывает заметное влияние на путевую скорость летательных аппаратов, выполняющих полёт в зоне СТ. Центральная часть СТ, где скорости ветра наибольшие, называют сердцевиной, линия максимального ветра внутри сердцевины — осью СТ. Слева от оси, если смотреть по потоку, расположена циклоническая сторона СТ, справа — антициклоническая. Горизонтальные сдвиги на циклонической стороне СТ гораздо больше, чем на антициклонической, вертикальный сдвиг ветра обычно больше над осью СТ, чем под ней. Чем сильнее СТ, тем больше вертикальный сдвиг ветра в нём. Различают тропосферные и стратосферные СТ.

Тропосферные С. т. формируются в переходной зоне между высокими холодными циклонами и высокими тёплыми антициклонами в верхней тропосфере, образующими высотные фронтальные зоны. Высотные фронтальные зоны (ВФЗ) могут объединяться, образуя планетарную (сравнимую по размерам с размерами Земли) фронтальную зону. Оси тропосферных С. т. располагаются вблизи тропопаузы и в северном полушарии находятся на высоте 6—8 км над Арктикой, 8—12 км — в умеренных широтах, 12—16 км — в субтропиках. С. т. высоких и средних широт связаны с ВФЗ и атмосферными фронтами; они меняют своё положение вместе с ними. Субтропическое западное С. т. сравнительно устойчиво и сильно. Наиболее мощное на Земле субтропическое С. т. наблюдается в зимнее время над западной частью Тихого океана, где создаются большие контрасты температуры в тропосфере между тёплым воздухом над поверхностью океана и холодным воздухом над восточной Азией.

На картах представлены средние скорости ветра на изобарической поверхности 300 гПа (соответствует высоте около 9 км) в северном полушарии зимой и летом. Видно, что зимой во внетропических широтах С. т. образуются над севером Атлантического океана и Европы. Субтропические С. т. почти окаймляют земной шар на широте 25—30{{}}. Они более мощные, чем внетропические С. т. Средние скорости в центре С. т. превышают 150 км/ч, а над Японскими островами — 200 км/ч. Летом в связи с прогревом воздуха во внетропических широтах и уменьшением горизонтального градиента температуры между низкими и высокими широтами С. т. ослабевают. Они чаще образуются над севером Европы. В соответствии с сезонными радиационными условиями субтропические С. т., ослабевая, перемещаются к северу. Над Азией и Северной Америкой они находятся летом на широте 40—45{{°}}. С. т. изображаются и с помощью вертикальных разрезов атмосферы (см. рис.).

Стратосферные С. т. расположены выше тропопаузы. Зимние западные С. т. возникают в зоне больших меридиональных градиентов температуры и давления зимнего стратосферного циклона, расположенных между приполюсной областью и более низкими широтами. Ось этого С. т. находится на высоте 50—60 км на широте около 50{{°}}, скорость ветра меняется от 180 до 360 км/ч. Положение и высота западного стратосферного С. т. может меняться при зимних стратосферных потеплениях, во время которых холодный циклон меняет своё местоположение и интенсивность и замещается теплым антициклоном. В соответствии с радиационными условиями летнее стратосферное С. т. устойчивого восточного направления возникает на обращённой к экватору периферии летнего стратосферного тёплого антициклона. Ось С. т. расположена на высоте 50—60 км, на широте около 45{{°}}; средняя скорость ветра на оси до 180 км/ч. Экваториальное С. т. восточного направления находится летом вблизи экватора (от 0 до 15—20{{°}} широты) с осью на высоте 20—30 км и максимальными скоростями ветра до 180 км/ч.

При метеорологическом обеспечении полётов летательных аппаратов прогнозируется положение тропосферных С. т., высоты осей С. т. и максимальная скорость ветра. Эти данные включаются в авиационные прогностические карты барической топографии, вручаемые экипажам воздушных судов.

С. С. Гайгеров, Л. И. Мамонтова, X. П. Погосян.

Пример распределения скоростей ветра (сплошные линии) и температур (штриховые линии) в вертикальной плоскости: цифры у кривых — скорости ветра в км/ч и температуры в {{}}C; буквы — направления ветра (E — восточный, SE — юго-восточный, SW — юго-западный, NE — северо-восточный, NW — северо-западный, W — западный).



струйное течение (СТ) в аэро- и гидродинамике — движение жидкости или газа, поле которого ограничено частично твёрдыми, частично жидкими границами (см. Контактная поверхность, Свободная поверхность). СТ часто встречаются в природе и технических приложениях, поэтому их экспериментальное и теоретическое исследование является важным разделом аэро- и гидродинамики.

Обширный класс СТ рассматривается в рамках потенциального движения идеальной несжимаемой жидкости, когда жидкая граница есть свободная поверхность (см. также Струйных течений теория). Если на тело натекает тонкая (по сравнению с его характерным размером) струя жидкости, то она «прилипает» к его поверхности и обтекает её безотрывно — эффект Коандэ. Поскольку свободная поверхность струи граничит с неподвижной средой, в которой давление постоянно, то образующийся пограничный слой развивается практически в изобарических условиях и отрыв пограничного слоя отсутствует; этот эффект используется, например, в Коандэ закрылках.



Теоретические исследования вязких ламинарных СТ проводятся на основе Навье — Стокса уравнений или уравнений пограничного слоя, характерным примером такого СТ может служить струя, истекающая из бесконечно узкого отверстия в покоящуюся среду с теми же физическими свойствами. Для этого СТ максимальное значение скорости на его оси пропорционально x-1/3 в плоском случае и {{}}x-1 в осесиметричном (х — продольная координата, отсчитываемая от отверстия). Для СТ, образующегося при истечении жидкости из отверстия конечного размера, указанные закономерности носят асимптотический характер. В реальных условиях ламинарный режим в СТ обычно быстро сменяется турбулентным, что приводит к изменению закономерностей развития струи (см. Турбулентные струи).

В. А. Башкин.

струйные рули — см. в статье Газодинамическое управление летательным аппаратом.

струйный закрылок — устройство для увеличения подъёмной силы крыла путём выдува струи сжатого воздуха (газа) из щелевого сопла, расположенного вдоль задней кромки крыла, под углом к хорде (см. рис. 1, д к статье Энергетическая механизация крыла). Увеличение подъёмной силы происходит вследствие возрастания циркуляции скорости вокруг крыла и соответствующего повышения аэродинамической силы на его поверхности (так называемый эффект суперциркуляции) и за счёт вертикальной составляющей реакции струи. Коэффициент cy полной подъёмной силы крыла (см. Аэродинамические коэффициенты) изменяется приблизительно пропорционально величине kc1/2{{}}, где k — коэффициент, зависящий от геометрических параметров крыла и С. з. (угла выдува струи, протяжённости С. з. и его расположения по размаху крыла), c{{}} — коэффициент импульса струи (см. в статье Управление пограничным слоем). При больших значениях коэффициента импульса струи (c{{ }} 3—5) значение cy для крыльев с удлинением 8—10 со С. з. может достигать значений 10—15. При малых коэффициентах c{{}} увеличение подъёмной силы происходит главным образом за счёт воздействия струи на обтекание крыла, при этом аэродинамическая часть приращения подъёмной силы может в несколько раз превышать приращение подъёмной силы за счёт реакции струи. С увеличением коэффициента c{{}} всё большее значение приобретает вертикальная составляющая реакции струи. При определённых, достаточно больших значениях коэффициента c{{}} на крыле конечного размаха со С. з. практически прекращается рост аэродинамической части приращения коэффициента подъёмной силы, который достигает своего предельного значения {{}}cyA lim. Значение {{}}cyA lim возрастает с увеличением удлинения крыла, размаха С. з. и угла выдува струи.

Первые исследования С. з. были проведены в 1938—1941. Практическая реализация С. з. на самолёте связана с конструктивными трудностями, обусловленными необходимостью обеспечения отбора сжатого воздуха от двигателя или специального газогенератора и размещения каналов в крыле для подачи воздуха к щелевому соплу.



Лит.: Ружицкий Е. И., Безаэродромная авиация, М., 1959; Мартынов А. К., Прикладная аэродинамика, М., 1972.

А. В. Петров.

струйных течений теория — раздел гидродинамики, изучающий течения идеальной жидкости или газа, ограниченные частично твёрдыми стенками и частично свободными поверхностями, на которых давление и, согласно Бернулли уравнению, скорость жидкости постоянны. При этом предполагается, что массовыми силами и поверхностным натяжением можно пренебречь.

Схема струйного течения (СТ) с образованием в жидкости свободных поверхностей тангенциальных разрывов была предложена Г. Гельмгольцем (1868). В 1869 Г. Кирхгоф решил первые задачи плоских потенциальных СТ несжимаемой жидкости, в частности истечения струи из отверстия в стенке и обтекания пластинки под углом атаки {{α}} с отрывом потока от её кромок и образованием «застойной» (отрывной) области, давление p0 в которой равно давлению p{{}} в набегающем потоке (на «бесконечности», рис., а). При истечении из отверстия С. т. т. позволяет определить форму струи и коэффициент её сжатия. Струйное обтекание пластинки по схеме Кирхгофа, в отличие от сплошного обтекания, при котором тело в потенциальном, потоке не испытывает сопротивления (Д’Аламбера—Эйлера парадокс), дает силу Fn, действующую по нормали к пластинке, и соответственно силу сопротивления Fy = Fnsin{{}} и подъёмную силу Fy = Fncos{{}}. Коэффициент нормальной силы Cn на единицу ширины пластинки выражается формулой Рэлея (1876)

{{формула}},

где {{}} — плотность жидкости, v{{}} — скорость потока на бесконечности, l — длина пластинки. Эта сила, равно как получающаяся по формуле Ньютона (см. Ньютона теория обтекания), —



Cn = 2sin2{{}},

и по формуле, полученной Н. Е. Жуковским для случая безотрывного обтекания пластинки при наличии подсасывающей силы, —



Cn = {{}}sin2{{}},

(последняя при {{}} > 15° не соответствует экспериментальным данным). Позже были открыты кавитационные течения, возникающие в капельной жидкости с образованием за телом паровых или газовых каверн, в которых давление p0 < p{{}}. Разрежение в каверне характеризуется числом кавитации {{}}:

{{формула}}.

В отличие от СТ Кирхгофа ({{}} = 0), кавитационные течения имеют свободные границы конечной длины. Известны различные кавитационные схемы (Жуковского — Рошко, Рябушинского, Эфроса, By, Кузнецова и других), различающиеся способом замыкания каверны. Наиболее совершенной, свободной от «лишних» параметров, является схема Тулина — Терентьева, в которой границы каверны заканчиваются спиралевидными (при математическом описании бесконечнолистными) завитками (рис., б). В реальных отрывных течениях при больших Рейнольдса числах Re давление в отрывных областях вблизи тела практически постоянно, и при правильном выборе {{}} кавитационного течения оказываются их удовлетворительной расчётной моделью. Для малых углов атаки, когда срыв потока происходит только с передней кромки пластинки, используется схема частичной кавитации (рис., в), оказывающаяся для заданных {{}} и {{}} двузначной по длине каверны и значению Cn.

Для построения простых СТ применяется годографа метод комплексной скорости {{v}} = vx - ivy = vexp{-iv}. В заданной области годографа непосредственно или путём её конформного отображения на более простую определяется комплексный потенциал скорости {{}} = {{}} + i{{}} = {{}}(v), после чего течение в физической плоскости строится квадратурой:

{{формула}}.

Более общий приём был предложен Жуковским (1890). Он ввёл функцию {{}} = lnv = lnv - iv и производную комплексного потенциала d{{}}/du как функции параметрического переменного и в канонической области (верхней полуплоскости). В случае СТ с кусочно-прямолинейными твёрдыми границами функции {{}}(u) и d{{}}/du определяются по формуле Шварца — Кристоффеля или методом особых точек (С. А. Чаплыгин), после чего находится

z = {{}}exp{- {{}})}(d{{}}/du)du.

В случае криволинейных профилей заданной формы построение СТ сводится к решению интегродифференциального уравнения, причём точки схода свободных границ в рамках теории невязкой жидкости находятся из условия, согласно которому кривизна свободной границы в этих точках должна быть равна кривизне твёрдой границы.

Чаплыгину принадлежит обобщение теории плоских СТ на случай потенциальных дозвуковых течений газа. Известны также решения более общих задач теории струй: нестационарного обтекания, течений тяжёлой и капиллярной жидкостей и другие. Осесимметричные и пространственные СТ не имеют конечных аналитических решений и изучаются в линейном приближении или численно.



С. т. т. используется для расчёта сил воздействия потока на обтекаемое тело и формы каверн в кавитационных течениях, определения формы струй при их истечении из отверстий, построения каналов, тел и профилей с участками заданной постоянной скорости жидкости или газа, а также в теории отрывных течений вязкой жидкости при больших числах Рейнольдса в качестве модели внешнего потенциального течения, взаимодействующего с пограничным слоем и следом за телом.

Лит.: Биркгоф Г., Сарантонелло Э., Струи, следы и каверны, М., 1964; Гуревич М. И., Теория струй идеальной жидкости, М., 1979; Гогиш Л. В., Степанов Г. Ю., Турбулентные отрывные течения, М., 1979.

Г. Ю. Степанов.

Струйное обтекание пластинки по схемам Кирхгофа (а), Тулина — Терентьева при полном (б) и частичном (в) отрыве; v0 — скорость на границе зоны.



Струминский Владимир Васильевич (р. 1914) — советский учёный в области аэродинамики и теоретических основ самолётостроения, академик АН СССР (1966; член-корреспондент 1958). В 1938 окончил МГУ. Работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (1941—1966). Директор Института теоретической и прикладной механики Сибирского отделения АН СССР (1966—1971), заведующим отделом физической аэромеханики Института проблем механики АН СССР (1971—1977). С 1977 заведующий сектором механики неоднородных сред (позже отдел механико-математических методов в технологии и экономике) АН СССР. Разработал теорию трёхмерного пограничного слоя, с помощью которой были выявлены основные законы обтекания стреловидных и треугольных крыльев самолёта. Эти исследования сыграли существенную роль в преодолении звукового барьера и достижении сверхзвуковых скоростей полёта. Инициатор исследований по использованию водорода в качестве топлива в авиационной и воздушно-космической технике. Премия имени Н. Е. Жуковского (1947), Ленинская премия (1961), Государственная премия СССР (1947, 1948). Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, Дружбы народов, Красной Звезды, «Знак Почёта», медалями. Портрет см. на стр. 543.

Соч.: Турбулентные течения, М., 1974; Аэродинамика и молекулярная газовая динамика, М., 1985.

В. В. Струминский.

Струхала число — безразмерный параметр Sh, равный отношению характерного времени L/V движения частиц жидкости или газа в поле течения к характерному времени Т нестационарного процесса: Sh = L/(VT), где L, V — характерные длина и скорость соответственно. Названо по имени чешского физика В. Струхала (правильнее Строугаля, V. Strouhal), который в 1878 изучал колебания струн в однородном потоке воздуха и использовал данный параметр при анализе экспериментальных данных. С. ч. характеризует меру влияния нестационарности течения на газодинамические переменные (см. Квазистационарное течение, Нестационарное течение).

ступень компрессора турбины — совокупность вращающегося и неподвижного лопаточных венцов. В компрессоре ступенью называют рабочее колесо и расположенный за ним направляющий аппарат (осевой и диагональный компрессоры) или безлопаточный и лопаточный диффузоры (центробежный компрессор), в турбине — сопловой аппарат и стоящее за ним рабочее колесо (осевая и центростремительная турбины). В зависимости от Маха числа M потока перед венцами ступень называют дозвуковой (M < 1 в обоих венцах), трансзвуковой (M > 1 на части высоты лопатки хотя бы в одном венде) и сверхзвуковой (M > 1 по всей высоте лопатки хотя бы в одном венце). В турбине преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую происходит в каналах лопаточных венцов соплового аппарата и ротора, распределение теплоперепада между венцами характеризуется степенью реактивности ступени (отношением теплоперепадов, срабатываемых в рабочем колесе и ступени). Значение её в зависимости от назначения турбины изменяется в широких пределах: от нуля, когда вся потенциальная энергия преобразуется в кинетическую в сопловом аппарате турбины (активные ступени), примерно до 0,5 (реактивные ступени). В турбинах авиационных газотурбинных двигателей применяются обычно реактивные ступени. В компрессорах также применяются, как правило, реактивные ступени, степень реактивности которых равна 0,5 и выше.

Стэнтона число — то же, что Стантона число.

Су — марка самолётов, созданных в ОКБ, возглавлявшемся П. О. Сухим (см. Машиностроительный завод имени П. О. Сухого).

Самолёты, созданные под руководством его преемников, имеют также марку Су (рис. 1). ОКБ специализировалось по трём основным направлениям: штурмовики и фронтовые истребители;, истребители-перехватчики; бомбардировщики различных типов. Основные данные некоторых самолётов приведены в таблицах 1 и 2. В семействе самолётов Су имело место повторение обозначений. Так, например, в первом поколении советских реактивных самолётов были созданные в 1945—1949 опытные и экспериментальные Су-9, Су-11, Су-15, Су-17. И в ряду более поздних серийных сверхзвуковых самолётов снова были образцы с теми же обозначениями.

Развитие ОКБ началось с разработки двухместного (лётчик и штурман, он же стрелок и радист) многоцелевого самолёта с убирающимся шасси в вариантах ближнего бомбардировщика, штурмовика, разведчика и корректировщика артогня. Опытный экземпляр самолёта под названием «Иванов» (АНТ-51) построен в 1937. Это моноплан цельнометаллической конструкции с поршневым двигателем М-62, двухлопастным металлическим воздушным винтом ВИШ-6. Бомбовая нагрузка 200 кг, стрелковое вооружение — четыре-шесть пулемётов ШКАС. В 1939 самолёт модифицирован под более мощный двигатель М-87А с трёхлопастным винтом ВИШ-23; получил название ББ-1 (ближний бомбардировщик) и в варианте смешанной конструкции (деревянно-металлической) запущен в серийное производство. В процессе серийного выпуска на самолёте (получившем в 1940 обозначение Су-2, см. рис. в таблице XVII) установлен двигатель М-88Б, а с 1941 — М-82 (рис. 2). При нормальной взлётной массе вся бомбовая нагрузка (до 400 кг) размещалась в фюзеляжном бомбоотсеке на кассетных держателях, а не на наружной подвеске, что улучшало аэродинамику самолёта. Эта компоновка неоднократно использовалась и в дальнейшем. Часть самолётов была снабжена восемью держателями для подвески реактивных снарядов (РС-82 или PC-132). Стрелковое вооружение состояло из шести пулеметов ШКАС: четырёх неподвижных крыльевых, одного на вращающейся турельной установке и одного на подвижной (нижней) люковой пулемётной установке. Конструкция серийных самолётов смешанная: двухлонжеронное крыло, центроплан и горизонтальное оперение цельнометаллические; фюзеляж и киль деревянные с несущей обшивкой из шпона. Топливные баки сварные с протектированием. Особое внимание уделено удобству работы лётчика и штурмана (просторные обогреваемые кабины с хорошим обзором, дублированное ручное и ножное управление самолётом и двигателем). В конструкции широко использованы стандартные профили открытого типа и детали, изготовленные горячей штамповкой или литьём; при изготовлении отдельных агрегатов применён плазово-шаблонный метод. Это позволило повысить степень механизации производственных процессов, что важно при решении проблем создания массового самолёта. Все серийные модификации самолёта Су-2 (выпускался до середины 1942) принимали участие в боевых операциях начального периода Великой Отечественной войны, а на отдельных фронтах — до конца 1944, показав высокую живучесть даже при сильном поражении зенитным огнём. В память об участии в боевых операциях на Волге макет самолёта Су-2 установлен в музее-панораме «Сталинградская битва» в Волгограде.

Развивая идею специализированного самолёта непосредственной поддержки войск на поле боя, ОКБ создаёт в 1941 опытный одноместный бронированный штурмовик Су-6 (СА) с поршневым двигателем воздушного охлаждения. Вооружение — до 400 кг бомб в бомбоотсеке за кабиной лётчика; в крыле — четыре пулемёта ШКАС и две пушки ВЯ, под крылом — до 10 ракетных снарядов (РС-82 или РС-132). В 1942, учитывая опыт боевого применения Ил-2, самолёт был переоборудован в двухместный Су-6 (С-2А) с кабиной стрелка, оснащённой крупнокалиберным пулемётом УБ (УБТ) для защиты задней полусферы. Двигатель — М-71Ф. Этот самолёт (рис. 3) — свободнонесущий моноплан с низкорасположенным крылом и убирающимся шасси. Крыло состояло из цельнометаллического центроплана и двух отъёмных деревянных с металлическими лонжеронами консолей. Стабилизатор цельнометаллический, киль и хвостовая часть фюзеляжа деревянные с обшивкой из шпона. Все жизненно важные элементы самолёта защищены бронёй, почти всё управление дублированное (для повышения боевой живучести). Пушки заменены более мощными (НС-37), бомбы (до 200 кг) располагались по бортам около кабины стрелка в контейнерах «навалом», что значительно ускоряло предполётную подготовку самолёта. Для улучшения манёвренных характеристик крыло снабжено автоматическими предкрылками. В итоге самолёт получился достаточно лёгким, отличался высокими характеристиками по скорости, скороподъёмности, дальности полёта, имел хорошую защиту экипажа. Так как выпуск двигателя М-71Ф налажен не был, Су-6 (С-2А) пришлось переоборудовать под более тяжёлый двигатель АМ-42 с четырёхлопастным винтом, что потребовало установки цельнометаллического крыла увеличенной площади без предкрылков. Для защиты двигателя и кабины экипажа применён бронекорпус, включённый в силовую схему фюзеляжа. Самолёт серийно не строился, так как к этому времени прошёл испытания штурмовик Ил-10.

Су-8 — двухместный бронированный штурмовик с двумя поршневыми двигателями М-71Ф, созданный для обеспечения наступательных операций наземных войск, действовавших на больших удалениях от аэродромов, а также для разрушения коммуникаций противника в глубоком тылу. Конструкция самолёта смешанная: центроплан цельнометаллический, консоли крыла деревянные с металлическими лонжероном и стенками; оперение из дуралюмина; хвостовая часть фюзеляжа деревянная, средняя — из дуралюмина, носовая — целиком из броневой стали. Броня защищала от огня крупнокалиберного оружия экипаж, двигатели, бензо- и маслобаки. По мощности стрелкового (восемь пулемётов ШКАС и один УБ, две пушки НС-45) и бомбардировочного (600—1400 кг бомб и 10 реактивных снарядов) вооружения самолёт не имел себе равных. Он прошёл заводские и государственные испытания, но серийно не строился.

Су-9 (рис. 4 и рис. в таблице XXIII) — опытный фронтовой истребитель цельнометаллической конструкции с двумя турбореактивными двигателями РД-10 в гондолах под крылом — первый реактивный самолёт ОКБ. Создан в 1946. Фюзеляж полумонококовой конструкции; кабина бронированная, снабжена катапультным креслом, разработанным в ОКБ. Управляемый (переставной) стабилизатор закреплён на киле. Крыло однолонжеронное трапециевидной формы. Протектированные баки (впереди и за кабиной) мягкой конструкции. Самолёт имел мощное пушечное (одну пушку Н-37 и две НС-23) и бомбардировочное (500 кг бомб) вооружение. При создании Су-9 решены некоторые проблемы, возникшие с появлением реактивных скоростных самолётов: отработана установка сбрасываемых стартовых пороховых ускорителей, сокративших длину разбега на 45—50%, применён посадочный тормозной парашют (длина пробега сокращена на 30%) и т. д. В процессе испытаний выявлены большие нагрузки на ручку управления лётчика на околозвуковых скоростях, для уменьшения которых впервые в практике отечественного самолётостроения спроектированы, построены и установлены рулевые приводы элеронов и руля высоты. Крыло самолёта снабжено механизацией, состоявшей из закрылков и тормозных щитков оригинальной конструкции (из двух половин), которые при отклонении в разные стороны работали в режиме воздушных тормозов, при отклонении вниз нижней половины — в режиме посадочного щитка.

Су-11 — модификация Су-9 под более мощные двигатели ТР-1 для повышения максимальной скорости. Создан в 1947. Изменены профиль и форма крыла, щитки заменены выдвижными закрылками, гондолы подняты до хорды крыла. Лётные данные Су-9 и Су-11 оказались близкими; серийно не строились.

Су-17 — экспериментальный самолёт с турбореактивным двигателем АЛ-3 и отделяемой носовой частью фюзеляжа с герметичной кабиной (отделение производилось пороховой катапультой, стабилизация — парашютным устройством). Установлено сиденье с изменяемой с перегрузкой конфигурацией; катапультирование из неотделяемой кабины — с перегрузкой 18, а из отделённой, свободнопадающей — с перегрузкой 5—6. Су-17 — цельнометаллический среднеплан с однолонжеронным крылом большой стреловидности. Фюзеляж полумонококовой конструкции, стабилизатор крепился на киле. Самолёт, построенный в 1949, предназначался для исследования особенностей полёта на околозвуковых скоростях и стал прототипом фронтового истребителя. Лётные испытания не проводились.

Су-7 (рис. в таблице XXV) — одноместный фронтовой реактивный истребитель с турбореактивным двигателем АЛ-7Ф — первый серийный сверхзвуковой самолёт ОКБ. Су-7 — цельнометаллический среднеплан со стреловидным однолонжеронным крылом с подкосной балкой. Оперение однокилевое, стреловидное; стабилизатор цельно-поворотный. Фюзеляж типа полумонокок из дуралюмина и стали (основные конструктивные элементы). Воздухозаборник регулируемый. Кабина лётчика герметичная, снабжена катапультиым креслом; лобовая броня прозрачная (толщина 105 мм), передняя стенка из стальной бронеплиты (толщина 8 мм). Управление стабилизатором, рулём направления и элеронами с помощью гидроусилителей по необратимой схеме; надёжность обеспечена наличием независимых систем питания гидроусилителей — основной и дублирующей. Вооружение — две пушки НР-30, 16 реактивных снарядов, бомбы (до 1 т).

Су-7Б — модификация Су-7 (фронтовой истребитель-бомбардировщик с турбореактивным двигателем АЛ-7Ф-1). Увеличено количество топлива, бомбовая нагрузка доведена до 2 т.

Су-7БМ (рис. 5) — модификация самолёта Су-7Б. Увеличен запас топлива (введением крыльевых баков), усилено шасси, установлено новое навигационное и прицельное оборудование, кабина приспособлена для полётов ночью.

Су-7БКЛ — модификация самолёта Су-7БМ. Применены колёсно-лыжное шасси, тормозной парашют увеличенной площади, стартовые пороховые ускорители (что позволило эксплуатировать самолёт с укороченных бетонированных и грунтовых взлётно-посадочных полос). Увеличены запас топлива и боевая нагрузка (до 2,5 т).

Серийно выпускались также двухместные учебно-боевой самолёт Су-7У и на его базе — Су-7БМК и Су-7УМК (экспортные).

С-22И (рис. 6) — экспериментальный самолёт с крылом изменяемой в полёте стреловидности; построен на базе Су-7БМ и испытан в 1966. Это первый самолёт в СССР с таким крылом; в последующие годы на его основе создано несколько серийных модификаций, в том числе семейство самолётов Су-17.

Су-17М4 — одноместный истребитель-бомбардировщик с крылом изменяемой в полёте стреловидности. Предназначен для поражения наземных, надводных и воздушных целей и для ведения комплексной воздушной разведки. Вооружение — встроенные пушечные установки калибра 30 мм, а на 10 точках подвески: бомбы массой от 100 до 500 кг, контейнеры малогабаритных боевых элементов, неуправляемые авиационные ракеты калибра от 57 до 370 мм, контейнерные подвижные пушечные установки калибра 23 мм, управляемые ракеты «воздух — поверхность» с лазерным наведением, управляемые ракеты «воздух — радиолокационная станция» и управляемые ракеты «воздух—воздух» с тепловыми головками самонаведения (ГСН).

Т6-1 — опытный двухместный (лётчик и штурман) маловысотный штурмовик с двумя маршевыми и четырьмя подъёмными двигателями, обеспечивающими укороченный взлёт и посадку. Самолёт цельнометаллической конструкции с высоким расположением крыла трапециевидной формы; носовая часть обычной конструкции, центральная и хвостовая — с применением панелей с продольным и поперечным набором («вафельной» конструкции), чем объясняется прямоугольное сечение фюзеляжа. На его базе был создан фронтовой бомбардировщик Су-24 с крылом изменяемой в полёте стреловидности (серийный).

Су-24МК (рис. 7) — экспортная модификация самолёта Су-24 с двумя турбореактивными двигателями АЛ-21Ф-ЗА. Предназначен для ведения боевых действий в простых и сложных метеоусловиях, днём и ночью, в том числе на малых высотах, при ручном и автоматическом управлении. Навигационное оборудование обеспечивает точность и надёжность самолётовождения и возможность вести боевые действия с выходом в район цели в режиме автономной навигации по запрограммированному маршруту. Самолёт оборудован системой дозаправки топливом в полете, способен действовать с грунтовых взлётно-посадочных полос. Вооружение — встроенная пушка калибра 23 мм и на восьми точках подвески: бомбы массой от 100 до 1500 кг, контейнеры малогабаритных боевых элементов и разовые бомбовые кассеты; управляемые ракеты «воздух — поверхность» с лазерным и телевизионным наведением и наведением для подавления радиолокационных станций противника; управляемые ракеты «воздух — воздух» с тепловыми головками самонаведения; неуправляемые авиационные ракеты калибра от 57 до 370 мм; три подвижные пушечные установки калибра 23 мм. Максимальная боевая нагрузка 8 т. Строился серийно.

Су-25 (1975) — одноместный цельнометаллический штурмовик с двумя турбореактивными двигателями (в серии — Р-95Ш), предназначенный для непосредственной поддержки сухопутных войск. Простота пилотирования, высокая манёвренность, относительно высокая тяговооружённость позволяют Су-25 поражать цели с первого захода. Выживаемость обеспечивается комплексом конструктивных мер. Вооружение на 10 точках подвески: бомбы массой от 100 до 500 кг, контейнеры малогабаритных боевых элементов; управляемые ракеты «воздух — поверхность» с лазерным наведением и управляемые ракеты «воздух — воздух» с тепловыми ГСН; неуправляемые авиационные ракеты калибра от 57 до 370 мм; подвижные пушечные установки калибра 23 мм. Одна пушка встроенная. Максимальная боевая нагрузка 4,4 т. Самолёт строится серийно и поставляется на экспорт (рис. 8).

Семейство Су-25 включает также варианты для летной подготовки: двухместный учебно-боевой самолёт Су-25УБ, двухместный учебно-тренировочный самолёт начального обучения Су-25УТ и его корабельный вариант Су-2БУТГ.

Второе направление в деятельности ОКБ — истребители-перехватчики. Су-1 с поршневым двигателем М-105П с двумя турбокомпрессорами — первый истребитель ОКБ. Су-1 — низкоплан смешанной конструкции: фюзеляж типа монокок и киль деревянные; однолонжеронное крыло и горизонтальное оперение цельнометаллические; элероны, рули высоты и направления металлические с полотняной обшивкой. Крыло снабжено отклоняемыми посадочными щитками. Центроплан выполнен заодно с фюзеляжем, консоли крыла — отъёмные. Водяной радиатор размещён наклонно за кабиной лётчика, что значительно уменьшило лобовое в сопротивление. Пушка расположена в развале двигателя, а над ним — два синхронных пулемета. Одновременно строился истребитель Су-3, который отличался уменьшенными размахом и площадью крыла. Несмотря на большую работу, проведённую по доводке турбокомпрессоров, их недостатки устранить не удалось, и работы по самолётам Су-1 и Су-3 были прекращены.

Су-5 — опытный одноместный истребитель с основным поршневым двигателем ВК-107А, от которого отбиралась мощность и для привода компрессора вспомогательного реактивного двигателя конструкции Центрального института авиационного моторостроения, который использовался как ускоритель. Низкорасположенное однолонжеронное крыло средней толщины цельнометаллическое со щитками и элеронами. Фюзеляж монококовой конструкции; нерегулируемый стабилизатор и киль установлены над фюзеляжем. В носовой части в развале двигателя размещалась пушка НС-23, над двигателем — два синхронных пулемёта УБ (УБС). Лётчик был защищён стальной бронеспинкой и заголовником из бронестекла. На заводских испытаниях Су-5 при взлётной массе 3804 кг с включением вспомогательного двигателя на высоте 7800 м показал скорость 810 км/ч, потолок 12050 м. Серийно не строился, так как успешное развитие «чисто» реактивных двигателей делало комбинированные силовые установки применённого типа неперспективными.

Т-3 — одноместный истребитель-перехватчик с турбореактивным двигателем АЛ-7Ф-1 и треугольным крылом. Крыло трёхбалочной схемы, с передней и задней стенками, со стреловидностью 60{{°}} по передней кромке, снабжено элеронами и щитками-закрылками. Горизонтальное оперение цельноповоротное, стреловидное. Фюзеляж полумонококовой конструкции, снабжён четырьмя воздушными тормозными щитками; воздухозаборник нерегулируемый, над ним — носовой конус с радиолокатором. На различных модификациях самолёта Т-3 отрабатывались: осесимметричный воздухозаборник с регулируемым центральным телом большого диаметра; боковые секторные воздухозаборники, в которых радиопрозрачная носовая часть самолёта являлась одновременно первой ступенью конуса воздухозаборника (дальнейшее сжатие потока осуществлялось в регулируемом секторном заборнике); воздухозаборник с неподвижным центральным телом (регулирование с помощью створок перепуска) и т. д. На самолёте Т-43-1 (или Т-431) исследовались аэродинамических характеристики. Впервые в практике мирового самолётостроения были применены створки перепуска воздуха с двухсторонним отклонением, обеспечивающие устойчивую работу двигателя на всех режимах полёта; конус воздухозаборника подвижный, с центральным телом, двухскачковый. Вооружение — четыре управляемые ракеты «воздух — воздух». На самолётах Т-405 и Т-431 в 1959—1962 установлено четыре мировых рекорда скорости и высоты полёта.

Су-9 (рис. 9) создан на базе Т-3 — первый в СССР принятый на вооружение истребитель-перехватчик, являвшийся составной частью единого комплекса перехвата авиации ПВО, включавшего самолётную бортовую систему управления оружием, оружие (четыре управляемые ракеты «воздух — воздух») и наземную систему целеуказания и наведения. Задача: перехват воздушных целей, летящих на высоте до 20 км в простых и сложных метеоусловиях днём и ночью. В 1958 запущен в массовое производство. С 1959 серийно выпускался учебно-боевой истребитель-перехватчик Су-9У.

Су-11 — дальнейшее развитие комплекса перехвата Су-9. Повышена максимальная высота поражения целей (до 23 км), увеличены дальности обнаружения целей и пуска ракет и т. д. Создан в 1959.

П-1 — опытный двухместный реактивный истребитель-перехватчик — первый отечественный самолёт с боковыми регулируемыми воздухозаборниками.. Крыло трёхбалочное треугольной формы в плане. Фюзеляж полумонококовый. Вооружение — 50 неуправляемых реактивных снарядов калибра 70 мм, две пушки, две управляемые ракеты «воздух — воздух». Лётные испытания были прекращены из-за отсутствия запроектированного турбореактивного двигателя.

Су-15 — истребитель-перехватчик с двумя турбореактивными двигателями с форсажной камерой Р11Ф2С-300. Впервые в отечественной практике применены боковые плоские сверхзвуковые воздухозаборники. Радиолокационная станция с увеличенной дальностью обнаружения и захвата целей, расположенная в носовой части фюзеляжа, обеспечивает перехват целей как в задней, так и в передней полусферах. Вооружение (ракеты «воздух — воздух», пушки) размещается на шести точках подвески. Су-15 — первый в СССР высотный истребитель-перехватчик с диапазоном высот применения от 0,5 до 23 км, он может перехватывать цели, движущиеся со скоростями от 500 до 2000 км/ч. Система автоматического управления самолётом обеспечивает полную (без вмешательства лётчика) автоматизацию полёта, включая взлёт и заход на посадку. Создан в 1963. Самолёт имеет несколько серийных модификаций: Су-15УТ (учебно-тренировочный), Су-15ТМ, Су-15БИС и т. д.

Т-58ВД — одноместный экспериментальный самолёт с комбинированной силовой установкой, состоящей из двух маршевых и трёх подъёмных турбореактивных двигателей; предназначался для исследований взлёта и посадки на бетонированных и грунтовых взлётно-посадочных полосах при использовании двигателей вертикальной тяги и изучения возможности дальнейшего их применения на перспективных самолётах укороченного взлёта и посадки. Самолёт представлял собой среднеплан с крылом треугольной формы, боковыми. воздухозаборниками и стреловидным оперением. Подъёмные турбореактивные двигатели установлены под небольшим углом в центральной части фюзеляжа и снабжены двумя ковшеобразными воздухозаборниками и управляемыми створками-лопатками на выходе. Лётные испытания проводились в 1966—1967.

Су-27 (рис. 10) — цельнометаллический истребитель интегральной схемы с двумя турбореактивными двигателями АЛ-31Ф. Имеет электродистанционную систему управления, позволяющую получить оптимальную «неустойчивость» самолёта; автоматически отклоняющуюся механизацию передней и задней кромок крыла; автоматическую систему ограничения допустимого угла атаки и предельной перегрузки в процессе пилотирования; воздухозаборники, обеспечивающие устойчивую работу двигателей на любых углах атаки и во всём диапазоне скоростей полёта и имеющие защиту от попадания в двигатель посторонних предметов; лёгкую, прочную и технологичную конструкцию с применением титановых сплавов. Система управления вооружением — импульсно-доплеровская радиолокационная станция со способностью поиска и сопровождения целей на фоне земли и оптико-электронный локатор с нашлемной системой целеуказания. Вооружение — пушка калибра 30 мм и до 10 ракет «воздух — воздух» (ракеты ближнего боя с ИК ГСН, ракеты средней дальности с полуактивной радиолокационной ГСН или пассивной ИК ГСН, ракеты увеличенной дальности с полуактивной радиолокационной ГСН). Су-27 — первый в мире самолёт, на котором продемонстрирована новая фигура высшего пилотажа — «кобра Пугачёва» (названа по имени В. Г. Пугачёва); при выполнении этой фигуры машина движется вперёд с углом атаки 120{{°}} — практически вперёд двигателями. В 1986—1988 на рекордном варианте этого самолёта (П-42) установлено 27 мировых рекордов скороподъёмности и высоты горизонтального полёта. На базе Су-27 выпускаются двухместный учебно-боевой истребитель Су-27УБ для переподготовки лётчиков, обладающий всеми боевыми возможностями одноместного истребителя, и корабельный истребитель Су-27К.

Третье направление в деятельности ОКБ — бомбардировщики и тяжёлые экспериментальные самолёты, среди которых можно выделить УТБ-2 (рис. 11) и Т-4 (рис. 12 и рис. в таблице XXIX).

УТБ-2 — учебно-тренировочный бомбардировщик с двумя поршневыми двигателями АШ-21 и двухлопастными воздушными винтами ВИШ-111 — первый самолет ОКБ такого класса, строившиеся серийно. УТБ-2 спроектирован и построен на базе серийного самолёта Ту-2 цельнометаллической конструкции. Трапециевидное крыло (с одним главным и двумя вспомогательными лонжеронами) состоит из центроплана (соединённого неразъёмно с фюзеляжем) и двух отъёмных консолей, снабжено простыми (не выдвижными) взлётно-посадочными щитками. Задание на проектирование было выдано в связи с острой необходимостью иметь на вооружении учебно-тренировочный бомбардировщик, который могли бы освоить лётчики невысокой квалификации. УТБ-2 заменил устаревшие самолеты УСБ и Пе-2У. Основное внимание уделено экономичности, лёгкости управления и простоте в эксплуатации. Взлётная масса 6546 кг; скорость полёта у земли 352 км/ч, на высоте — 380 км/ч. Максимальная дальность полёта 950 км. Экипаж состоял из пилота, штурмана, стрелка и обучаемого. Вооружение — 200 кг бомб и пулемёт УБ (УБТ). Самолёт строился серийно и находился на вооружении ВВС.

Т-4 («100») — дальний сверхзвуковой ударный самолёт с четырьмя турбореактивными двигателями РД36-41. На самолёте впервые применена и отработана система (с четырёхкратным резервированием) электродистанционного управления аэродинамическими рулевыми поверхностями (элевонами), обеспечивающая необходимые характеристики самолёта с малой степенью устойчивости в продольном путевом каналах. При проектировании выбрана схема «бесхвостка» с трапециевидным крылом малой относительной толщины и передним горизонтальным оперением, работавшим в режиме триммера. На кабине экипажа отсутствует выступающий фонарь; в крейсерском режиме полёта носовая часть фюзеляжа (до кабины) поднята, полёт осуществляется по приборам; на взлёте и посадке для обеспечения обзора носовая часть отклоняется вниз вместе с РЛС. Лётчик и штурман размещаются друг за другом; закабинный отсек оборудования имеет «коридор», дающий возможность лёгкого подхода ко всем блокам радиоэлектронного комплекса. Главные стойки шасси, размещённые в мотогондоле, — многоколёсные (по восемь колёс на каждой). Принята «пакетная» схема размещения двигателей под крылом. Впервые в СССР был применён воздухозаборник смешанного сжатия. Самолёт был оборудован новейшими навигационными и пилотажными комплексами с применением бортовой ЦВМ, которые обеспечивали эксплуатацию самолёта в любых метеорологических условиях и в любое время суток. Основной режим самолёта Т-4 — длительный полёт с большой (3200 км/ч) сверхзвуковой скоростью на высоте более 20 км. Дальность полёта — 4000 км. Конструкция самолёта в таком полёте, особенно передние кромки крыла и оперения, подвергаются в течение длительного времени высокому аэродинамическому нагреванию. В связи с этим в качестве конструкционных материалов выбраны титан и высокопрочная нержавеющая сталь, что дало ощутимый выигрыш в весовой эффективности самолёта. В процессе производства была отработана сварка титана. Самолёт проходил лётные испытания, но серийно не строился.

Новое направление в деятельности ОКБ — спортивная авиация. Су-26 — одноместный спортивно-пилотажный самолёт с поршневым двигателем М-14Р; имеет большую энерговооружённость в сочетании с оптимальной нагрузкой на крыло и отличную управляемость, позволяющие выполнять комплексы фигур высшего пилотажа любой сложности; предназначен для акробатического пилотажа, тренировок и участия в международных соревнованиях лётчиков-спортсменов экстракласса. Су-26 — свободнонесущий моноплан со средним расположением крыла. Крыло отличается отсутствием поперечного набора и включает два лонжерона из углепластика и обшивку из трёхслойного стеклопластика с пенопластиковым заполнителем; аналогичная конструкция и у оперения. Неубирающееся шасси рессорного типа. Каркас фюзеляжа сварен из стальных высокопрочных нержавеющих труб, обшивка — стеклопластик.

Су-26М (в серии Су-26, см. рис. 13) — модифицированный самолёт с поршневым двигателем М-14П; изменены профили крыла и хвостового оперения, обводы фюзеляжа, фонаря и киля, капот двигателя; между фюзеляжем и крылом введён зализ. Конструкция крыла и оперения — набор нервюр и лонжеронов, вся обшивка — из композиционных материалов (углепластиков, органопластиков). Первый советский самолёт, поставлявшийся в США (Су-26МХ).

Многие самолёты ОКБ имени П. О. Сухого строились крупными сериями. В производстве и на вооружении они находились длительное время, например, самолёты типа Су-7 (25 лет). Развитие и совершенствование самолётов Су обеспечиваются максимальной преемственностью в производстве и эксплуатации, высоким ресурсом и повышением безопасности полётов.



Лит.: Развитие авиационной науки и техники в СССР, М., 1980; Шавров В. Б., История конструкций самолетов в СССР. 1938—1950, 2 изд., М., 1988.

Н. Т. Гордюхов.

Таблица 1 — Самолёты Машиностроительного завода имени П. О. Сухого (с поршневыми двигателями).



Основные данные

«Иванов» (АНТ-51)


ББ-1

Су-2

Су-2

Су-6 (СА)

Су-6 (С-2А)

Су-6

Су-8**

Су-26М

Первый полёт, год

1937

1938

1940

1941

1941

1943

1944

1944


1985

Начало серийного производства, год

-

1939

1940

1941

-

-

-

-

1985

Число, тип и марка двигателей

1 ПД М-62

1 ПД М-87А

1 ПД М-88Б

1 ПД М-82

1 ПД М-71

1 ПД М-71Ф

1 ПД М-42

2 ПД М-71Ф

ГПД М-14П

Мощность двигателя, кВт

603

699

809

1250

1470

1620

1470

1620

265

Длина самолёта, м

9,915

10,25

10,25

10,46

9,243

9,243

9,5

13,58

6,82

Размах крыла, м

14,37

14,3

14,3

14,3

13,58

13,58

13,58

20,5

7,8

Площадь крыла, м2

28,99

29

29

29

26

26

28,6

60

11,8

Взлётная масса, т

3,653*

4,03

4,345

4,7

5,25

5,534

6,2

12,413

0,78

Масса пустого самолёта, т

2,603

2,816

2,97

3,22

3,727

4,11

4,37

9,168

-

Максимальная дальность полёта, км

1480

1160

1190

1100

576

972

790

1500

895

Максимальная скорость полёта, км/ч

403

468

468

486

527

514

521

552

450

Практический потолок, км

7,44

8,8

9

8,4

7,6

8,1

8

9

9

Экипаж, чел.

2

2

2

2

1

2

2

2

4

* Для варианта разведчика. ** Расчётные данные.

Табл.2 — Самолёгы Машиностроительного завода имениП. О. Сухого (с реактивными двигателями)



Основные данные

Су-9

Су-11

Су-7

Су-9

Су-15

Су-25

Су-24МК

Су-27

Су-17М4

Первый полёт, год

1946

1947

1955

1956

1963

1978

1977

1977

1979

Начало серийного производства, год

-

-

1957

1958

1965

1978

1978

1981

1982

Число, тип и марка двигателей

2 ТРД РД-10

2 ТРД ТР-1

1 ТРДФ АЛ-7Ф-1

1 ТРДФ АЛ-7Ф-1

2 ТРДФ Р11Ф2С-300

2 ТРД Р-95Ш

2 ТРДФ АЛ-21Ф-3А

2 ТРДД4 АЛ-31Ф

1 ТРДФ АЛ-21Ф-3

Тяга двигателя, кН

8,83

12,7

94,1

94,1

60,8

44,1

110

123

110

Длина самолёта, м

10,546

10,546

18,055

18,055

21,44

15,36

24,53

21,94

19,01

Высота самолёта, м

-

-

4,99

4,82

5

4,8

4,97

5,93

4,97

Размах крыла, м

11,8

11,8

9,309

8,536

8,616

14,36

10,36 и 17,63*

14,7

10,04 и 13,7*

Площадь крыла, м2

22,2

22,2

34

34

34,56

30,1

51,024 и 55,16*

62

34,5 и 38,5*

Взлётная масса, т:




























нормальная

-

-

13,6

11,422

16,52

14,53

36

22

16,4

максимальная

6,1

6,35

13,83

12,515

17,35

17,53

39,7

30

19,5

Масса пустого самолёта, т

4,466

4,495

8,37

7,675

10,22

-

-

-

10,8

максимальная дальность полета, км

1200

900

1875**

1800

1550

1250**

560***

4000

2300**

Максимальная, скорость полёта, км/ч

885

940

2120

2120

2230

970

1400

2500

1850

Практический потолок, км

12,8

13

-

20

18,5

7

-

18

-

Экипаж, чел.

1

1

1

1

1

1

2

1

1

Для сложенного и развёрнутого крыла. ** С подвесными топливными баками, и боевой нагрузкой. *** Радиус действия.

Рис. 1. Эмблема самолётов марки Су.

Рис. 2 Су-2 с ПД М-82.

Рис. 3 Су-6 (С-2А).

Рис. 4 Су-9 (1946)

Рис. 5. Су-7БМ.

Рис. 6. С-22И.

Рис. 7. Су-24МК.

Рис. 8. Су-25.

Рис. 9. Су-9 (1956).

Рис. 10. Су-27.

Рис. 11 УТБ-2.

Рис. 12. Т-4.

Рис. 13Су-26.

Истребитель-бомбардировщик Су-7БМ.

Фронтовой бомбардировщик Су-24 с крылом изменяемой в полёте стреловидности.

Штурмовик Су-25.

Истребитель-перехватчик Су-9 (1956).

Истребитель Су-27.

сублимация (от латинского sublimo — возношу) — переход вещества при нагревании из твёрдого состояния непосредственно в газообразное, минуя жидкую фазу.


Каталог: library
library -> Практикум по дисциплине «Основы организационного управления в информационной сфере»
library -> Лабораторная работа № Изучение микроконтроллера msp430. Последовательный ввод-вывод и измерение температуры
library -> Программа вступительного экзамена для магистерской подготовки по специальности 1-40 80 01
library -> Лабораторная работа № Изучение микроконтроллера msp430. Аналоговый ввод-вывод и коммуникация
library -> Космодром Байконур. Наша гордость или боль?: Проблема крупным планом/Г. Искакова // Индустриальная Караганда. 2002. 19 янв
library -> Системы мониторинга региональных финансов
library -> Н. А. Иванова поведение домохозяйств на рынке труда в трансформационной экономике


Поделитесь с Вашими друзьями:
1   ...   129   130   131   132   133   134   135   136   ...   170


База данных защищена авторским правом ©grazit.ru 2019
обратиться к администрации

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал