Книга
← К списку книгЗагрузка разделов…
активнаАктивные записи участвуют в каталоге и синках. Неактивная книга скрыта, но не удалена из базы.
Книга
ВВЕДЕНИЕ
Двухместный сверхзвуковой фронтовой бомбардировщик Су-24, известный до самого недавнего времени лишь узкому кругу специалистов и военных, сегодня, в пору открытости и новой внешней политики России, привлекает повышенное внимание любителей авиации. И это неудивительно, ведь созданный четверть века назад в ответ на появление в США многоцелевого тактического истребителя F-l 11, Су-24 стал целым этапом в развитии отечественной боевой авиационной техники. По уровню и новизне технических решений, основанных на последних достижениях отечественного самолетостроения, авиационного оборудования и вооружения, эта машина не имела себе равных в Советском Союзе. Вот лишь некоторые из новинок, нашедших применение на Су-24: это и крыло изменяемой геометрии, и интегрированный прицельно-навигационный комплекс на основе цифровой вычислительной машины, и управляемые средства поражения наземных целей, и радиоэлектронный бортовой комплекс обороны, и автоматизированная система маловысотного полета. Придя в середине 70-х годов на смену устаревшим самолетам Як-28 и Ил-28, Су-24 придал отечественным Военно-воздушным силам такие новые качества, как всепогодность и кру- глосуточность боевого применения, полет с отслеживанием рельефа местности, значительно улучшив показатели безопасности полета и боевой живучести в условиях противодействия современных средств ПВО. Самолеты этого типа и сегодня составляют основу боевой мощи фронтовой бомбардировочной авиации России.
Появлению Су-24 и ряда его модификаций предшествовали годы упорной работы большого числа конструкторских бюро, НИИ, испытательных организаций. С ним связаны имена многих выдающихся конструкторов, инженеров, ученых, летчиков. Истории этого самолета, уходящей корнями в начало 60-х годов, нелегкой, а подчас и драматичной, посвящена эта книга. Многие факты из “биографии” и технического облика Су-24 и его модификаций публикуются впервые.
На взлёт. Су-24М, Липецкий центр боевого применения
ИСТОРИЯ СОЗДАНИЯ И РАЗВИТИЕ
КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
ПРЕДШЕСТВЕННИКИ
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 прицельнонавигационной 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, цельноповоротные 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-б должна была состоять из двух двигателей Р21Ф-300 конструкции Н.Мецхваришвили 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
П.О.Сухой вооружение, включавшее встроенную пу-
шку, 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 О КВ 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 разру-
Е. С. ФельснерЕ. С. ФельснерСу-7Б (фото ОКБ Сухого)Су-7Б (фото ОКБ Сухого)шение 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, малоподготовленных 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 устрой-
Е. С. Фельснер
Е. С. Фельснер
Су-7Б (фото ОКБ Сухого)
Су-7Б (фото ОКБ Сухого)
Су-15ТМ (фото ОКБ Сухого)Су-15ТМ (фото ОКБ Сухого)ства 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
Су-15ТМ (фото ОКБ Сухого)
Су-15ТМ (фото ОКБ Сухого)
Тб-1 (фото ОКБ Сухого)
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
76-1 (фото ОКБ Сухого)76-1 (фото ОКБ Сухого)
76-1 (фото ОКБ Сухого)
76-1 (фото ОКБ Сухого)
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 Ы.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, дальне-
го перехватчика Ла-250. Опытные заводы и ОКБ В.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.
Т6-1 (фото ОКБ Сухого)Т6-1 (фото ОКБ Сухого)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.
Т6-1 (фото ОКБ Сухого)
Т6-1 (фото ОКБ Сухого)
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 кге (87.3 кН) и четырьмя подъемными двигателями РД36-35 тягой 2500 кге (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-поверх- ность” 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 турбо
реактивными 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 прицельнонавигационной 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-21 Ф ОКБ А.М.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
Тб-1 с доработанным крылом и фюзеляжем на стоянке Музея ВВС в Монино
(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 “воз- дух-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-17МЗ).
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-21 Ф. 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-ЗбМ), 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 истре-
Т6-2И с крылом изменяемой геометрии (фото ОКБ Сухого)
бителя вертикального взлета и посадки Як-41М, первый из которых вышел на испытания в 1987 году.
Несмотря на то, что судьба Тб-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.
ИЗМЕНЯЕМАЯ ГЕОМЕТРИЯ
Уже осенью ] 967 года в ОКБ начались проработки варианта самолета Т-б 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 стрело- видностъю 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-i 1. 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
Т6-2И (фото ОКБ Сухого)Т6-2И (фото ОКБ Сухого)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.
Т6-2И (фото ОКБ Сухого)
Т6-2И (фото ОКБ Сухого)
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 бы
ли 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.Илыошин 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 летноконструкторские 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.Выломовым 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, позво-
ляющая 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 (ПО 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-21 Ф-3. Было проведено рабочее проектирование и даже начата постройка опытной машины (Тб-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-21 Ф-3 отличался от АЛ-21 Ф увеличенным расходом воздуха, конструкторам пришлось увеличить проход
ное 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 сняты воздухозаборники подпитки сопловой части двигателей, устанавливавшиеся на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа самолетов с АЛ-21Ф.
Двигатели АЛ-21 Ф-3 и доработанные воздухозаборники устанавливались на серийные самолеты с N 4-04. 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 N 8-11 в конструкцию машины внесли дальнейшие изменения: увеличили на 660 литров емкость топливного бака N 1, 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 Тб-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.
Тб-11 в ЛИИ (фото С.Сергеева)Тб-11 в ЛИИ (фото С.Сергеева)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
Тб-11 в ЛИИ (фото С.Сергеева)
Тб-11 в ЛИИ (фото С.Сергеева)
76-19 после выработки ресурса служит “учебной партой” для курсантов Тамбовского ВВАИУ76-19 после выработки ресурса служит “учебной партой” для курсантов Тамбовского ВВАИУг. 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: I Новосибирский авиационный завод (НАЗ) им. В.П.Чкалова (ранее - завод N 153, 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 (ДМ3) им. Ю. А.Гагарина (ранее - завод N 126, сейчас - Комсомоль- ское-на-Амуре авиационное производственное объединение (КНААПО) им. Ю.А.1агарина) 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".
76-19 после выработки ресурса служит “учебной партой” для курсантов Тамбовского ВВАИУ
76-19 после выработки ресурса служит “учебной партой” для курсантов Тамбовского ВВАИУ
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 иссле
дований 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 1 5 пусков противорадиолокационных ракет Х-28, 50 пусков тактических ракет Х-23 и 12 пусков самонаводя- щихся ракет “воздух-воздух” Р-55. К полетам по программе ГСИ были подключены многие испытатели из ОКБ, ЛИИ и ГНИКИ ВВС: летчики В.Ильюшин, В.Кречетов, П.Кузнецов, С.Лаврентьев, С.Микоян, Н.Рухлядко, Е.Соловьев, А.Щербаков, штурманы Н.Алферов, В.Белых, Н.Иванов, Л.Руденко, В.Сидоренко, Л.Смышляев, М.Юров и другие. К сожалению, некоторых уже нет среди нас. Во время выполнения ис-
c. Д. Лаврентьевc. Д. ЛаврентьевН.В.РухлядкоН.В.Рухлядко
c. Д. Лаврентьев
c. Д. Лаврентьев
Н.В.Рухлядко
Н.В.Рухлядко
питательных полетов погибли С.Лаврен- тьев, М.Юров, Н.Рухлядко, В.Кречетов, П.Кузнецов (Е.Соловьев погиб позднее при испытаниях опытного экземпляра истребителя Су-27). Подчас очень дорогой ценой приходится платить за то, чтобы новая техника проложила себе дорогу в небо. Су-24, увы, не был исключением.
Своими воспоминаниями об испытаниях Су-24 в ГНИКИ ВВС в Ахтубинске с нами поделился их непосредственный участник - Герой Советского Союза заслуженный летчик-испытатель СССР генерал-лейтенант авиации Степан Анастасович Микоян. Вот что он рассказал: “Государственные совместные испытания самолета Су-24 в ГНИКИ ВВС проводил лет-
чик-испытатель Сталь Александрович Ла
врентьев. Он выполнил большинство полетов, а также готовил к полету и выпускал летчиков Центра боевой подготовки в Липецке. 28 августа 1973 года С.А.Лаврентьев со штурманом М.С.Юровым выполнял полет на бомбометание на полигоне (на следующий день он должен был прибыть в Москву для получения знака “Заслуженный летчик-испытатель СССР”). В полете произошел помпаж двигателя, Лаврентьев его выключил и сделал заход по трассе полигона на высоте около 1000 метров, чтобы освободиться от бомб. В это время начался пожар (как выяснилось потом, помпаж и пожар произошли из-за обрыва лопатки компрессора двигателя). В какой-то момент перегорела тяга управления дифференциальным стабилизатором, золотник бустера
ушел в крайнее положение, и консоли стабилизатора отклонились до упора в противоположные стороны, что четко можно было рассмотреть на кадрах съемки кинотеодолитами полигона. Самолет вошел во вращение с большой угловой скоростью и через несколько секунд врезался в землю.” В результате катастрофы погибли оба члена экипажа, была потеряна одна из первых опытных машин (Т6-4И). Произведенная в ходе расследования
расшифровка информации контрольно-записывающей аппаратуры свидетельствовала о том, что С.А.Лавренть- ев до последнего момента продолжал пилотировать, пы
таясь выровнять самолет, и поэтому не воспользовался средствами аварийного спасения. Что касается штурмана М.С.Юрова, то, по одной из версий, в момент резкого кренения самолета он ударился о перегородку в кабине и потерял сознание, что не позволило ему катапультироваться (система принудительного катапультирования в этом полете не была задействована). “В эти дни, - продолжает С.А.Микоян, - я замещал начальника Института, и руководитель полетов по прямой связи сообщил о падении самолета. Примерно через час позвонили из Липецка и сообщили, что в Воронеже произошла катастрофа самолета Су-24. Погиб летчик-инструктор, которого готовил и выпускал Лаврентьев, поэтому они
просят прислать именно его для участия в расследовании. Причина этой катастрофы была совсем другая - при уборке закрылков после взлета один закрылок не убрался, и самолет завалился в крен. Эти две первые катастрофы Су-24 произошли почти одновременно.” Разница во времени падения обоих самолетов составила всего 30 минут.
В дальнейшем на Су-24 много летал Николай Васильевич Рухлядко (после гибели Лаврентьева он был назначен ведушим летчиком-испытателем Су-24). 12 июня 1974 года он выполнял испытательный полет на самолете Т6-7. Во время пилотирования поворотный пилон с пусковым устройством для ракеты, расположенный на подвижной части крыла, который должен быть все вре-
мя ориентированным по потоку, в результате обрыва тяги развернулся поперек. “Самолет стало сильно кренить. Рухлядко вышел на аэродром и решил, прежде чем садиться, на высоте 1000 метров проверить поведение самолета на посадочной скорости. Дал команду штурману быть готовым к катапультированию. Когда он уменьшил скорость до скорости планирования, рулей для парирования кренения не хватило, самолет зава-
лился в крен и перешел в пикирование. Штурман В.М.Сидоренко по команде катапультировался, а полковник Рухлядко, увидев, что самолет падает на дерев-
ню, отвернул в сторону и катапультировался на предельно малой высоте (парашют раскрылся на высоте около 50 метров).”
Аналогичный случай разворачивания поворотного пилона поперек потока произошел ранее и у В.С.Ильюши- на 13 февраля 1973 года на самолете Т6-8 при полете на “обжатие по перегрузке”. Ильюшину удалось после аварийного сброса подвесок выровнять крен и благополучно посадить самолет на повышенной скорости без выпуска закрылков. 10 июля 1974 года в ЛИИ произошла еще одна авария, связанная с отказом системы изменения стреловидности крыла. На самолете Тб-12, пилотируемом летчиками-испытателями А. Щербаковым и
В.Лойчиковым, при переводе крыла на малую стреловидность произошло разрушение механизма поворота левой консоли. Разрушившийся механизм пробил топливный бак, что привело к пожару. Экипажу удалось благополучно катапультироваться, самолет же был потерян.
Несколько аварий и катастроф произошло уже после окончания совместных государственных испытаний. 19 июля 1977 года в ЛИИ из-за разрушения двигателя при полете с максимальной скоростью потерпел катастрофу самолет Т6-6. Иогиб летчик ОКБ В.Кречетов, штурману удалось катапультироваться. Спустя два месяца, 19 сентября 1977 года, в ЛИИ была еще одна катастрофа Су-24, в результате которой погибли летчики-испытатели В.А.Болошин и Ю.А.Юмашев, испытывавшие самолет Тб-13 по программе доводки силовой установки,
Следует заметить, что большинство летных происшествий на Су-24, связанных с конструктивно-производственными недостатками техники, было вызвано недове- денностью на первых порах двигателя АЛ-21 Ф-3. Стремление получить высокие тяговые и расходные характеристики двигателя привело к созданию очень теплонапряженной конструкции, подверженной поначалу достаточно частым поломкам и отказам, а также так называемым “титановым” пожарам. В дальнейшем создателям двигателя удалось довести АЛ-21 Ф-3 до требуемого уровня надежности.
11 мая 1978 года в ГНИКИ потерпел катастрофу еще один самолет (на этот раз Тб-16). Погиб летчик-испытатель П.И.Кузнецов, штурману Данилину удалось катапультироваться. Несколько тяжелых летных происшествий произошло и на аэродроме Новосибирского авиационного завода. 28 декабря 1976 года из-за пожара двигателя был потерян серийный Су-24, испытателям В.А.Плотникову и В.А.Глинчикову удалось покинуть машину. 17 октября 1978 года в катастрофе на НАЗ погиб экипаж Су-24 - летчики-испытатели Л.А.Сорокин и Су-24 3-й серии (фото В. Максименко)
А.Н.Косарев, 1 июля 1981 года - летчики В,И.Кондратьев и А.В.Власов, 24 марта 1982 года - В.И.Никитин и Г.В.Гридусов.
15 сентября 1981 года в ГНИКИ потерпел катастрофу самолет Су-24 (серийный номер 17-07), пилотируемый экипажем полковника Рухлядко. “Свой последний полет, - вспоминает С.А. Микоян, - Н.В. Рухлядко выполнял на определение характеристик самолета на одном двигателе и летал с левым остановленным двигателем более 30 минут. Когда он перед посадкой стал запускать выключенный двигатель, произошел взрыв за его сиденьем. Исполнявший обязанности штурмана В.А.Лотков по приказу командира катапультировался, но перед этим успел заметить, что Рухлядко тоже взялся за ручки катапультирования. Однако тот остался в самолете и погиб, ” (Удачно катапультировавшийся в тот раз летчик В.А.Лотков погиб вскоре на истребителе МиГ-29 при подготовке в показу новой авиатехники на аэродроме Кубинка). За семь дней до катастрофы, 8 сентября 1981 года, у Рухлядко уже был случай возгорания двигателя при попытке его запуска в воздухе, но тогда летчику удалое!. благополучно посадить самолет. Эти полеты выполнялись в рамках программы по исследованию возможностей боевого маневрирования при боевом повреждении одного двигателя, которое имитировалось его преднамеренным отключением в воздухе. Остановленный двигатель под действием набегающего потока вращался в режиме авторотации, подкачивая масляную эмульсию. Та, просочившись через уплотнения, при запуске соединилась с кислородом подпитки и, воспламенившись, прожгла стенку двигателя и топливный трубопровод. Начался пожар, который в последнем полете Рухлядко потушить не удалось. Произошел взрыв в баке N 2; при этом была повреждена электропроводка системы катапультирования, вследствие чего не сбросился фонарь и не сработал стреляющий механизм кресла (в этом случае катапультирование возможно только при
Су-24 15-й серии над полигоном (фото из архива аварийном ручном сбросе фонаря с помощью специальной рукоятки, на что у Рухлядко, по всей видимости, не хватило времени).
Необходимо отметить, что установленная на Су-24 система аварийного покидания с креслами К-36Д, разработанная под руководством Генерального конструктора Г.И.Северина, проявила очень высокую надежность и не раз спасала жизнь испытателям в самых критических ситуациях. Су-24 стал первым самолетом Военно-воздушных сил, на котором применялась система катапультирования, обеспечивавшая спасение экипажа практически на всех режимах полета, включая этапы нахождения на земле. По нормативным документам система аварийного покидания самолета с креслами К-36Д гарантирует безопасное катапультирование на всех высотах полета и скоростях более 70 км/ч. Высокую надежность системы подтвердил любопытный случай, происшедший 11 ноября 1974 года в строевой части, осваивавшей эксплуатацию нового самолета. Произошло следующее: экипаж Су-24 находился в кабине самолета и готовился к выполнению полета. Была дана команда на запуск двигателей. По мере раскрутки роторов давление в гидросистеме самолета стало увеличиваться, и правая ручка управления, находившаяся до этого на заднем упоре, пошла вперед в нейтральное положение. При этом она зацепила держки системы катапультирования и выдернула чеку, что привело к срабатыванию стреляющего механизма правого кресла. Ничего не подозревавший штурман В.М.Османов оказался в воздухе. По штатной программе раскрылся парашют, и Османов благополучно
С. Кузнецова)
приземлился неподалеку от самолета. Система спасения безукоризненно сработала на нулевой скорости и высоте (режим “0 - 0”), чего еще не случалось в практике отечественной авиации. Причиной происшедшего инцидента был ряд особенностей конструкции системы управления самолета Су-24. Ввиду того, что центр тяжести горизонтального оперения находится впереди оси вращения, при отсутствии давления в гидросистеме консоли стабилизатора под собственным весом отклоняются вниз (на кабрирование), что приводит к перемещению ручек управления самолетом назад. Для повышения боевой живучести управление на Су-24 дублировано. Это позволяет штурману в случае потери летчиком работоспособности (например, при ранении) производить ограниченное маневрирование самолета. А так как ручка управления у штурмана короче, чем у пилота (ручка обычной длины устанавливалась при снятом тубусе индикатора радиолокатора “Орион” для учебно-тренировочных полетов), стало возможным ее зацепление за держки катапультного кресла, что и прозошло в описанном выше случае. После непреднамеренного катапультирования Османова рекомендовано было на стоянке вставлять специальный штырь-фиксатор, удерживающий горизонтальное оперение в нейтральном положении при сбросе давления в гидросистеме. За такое своеобразное испытание самолета экипаж самолета был награжден Генеральным конструктором П.О.Сухим золотыми именными часами, а главным конструктором катапультируемого кресла Г.И.Севериным - гермошлемами.
Достаточно большое число летных происшествий в хо-
Т6-19 и Су-24 20-й серии на стоянке ТВВАИУТ6-19 и Су-24 20-й серии на стоянке ТВВАИУде испытаний Су-24, особенно на ранних этапах, объясняется тем, что в конструкцию самолета одновременно было воплощено много новых решений, не применявшихся ранее в отечественной в авиации. Впервые был создан сложный авиационный боевой комплекс, интегрировавший в себе последние достижения самолето- и двигателестроения, аэродинамики, авиационного оборудования и вооружения. На первых порах сказывалась недоведенность отдельных элементов конструкции и особенно силовой установки, отсутствие информации о возможном поведении машины на некоторых режимах полета. Каждая авария или катастрофа давала очень важную информацию, которую порой нельзя было получить в расчетах или предусмотреть при проектировании конструкции. Ценой такой информации подчас была жизнь испытателей. По результатам каждого происшествия в ОКБ и на серийном заводе сразу же принимались меры по устранению выявленных дефектов и доработке конструкции. Все это позволило со временем довести его конструкцию до заданного уровня надежности и свести к минимуму вероятность отказов материальной части в процессе эксплуатации по техническим причинам.
Т6-19 и Су-24 20-й серии на стоянке ТВВАИУ
Т6-19 и Су-24 20-й серии на стоянке ТВВАИУ
В целом же летчики достаточно высоко оценивали новый самолет. Вот мнение С.А.Микояна: “Я выполнил в процессе совместных испытаний Су-24 21 полет. Со штурманом Л.Руденко выполнял бомбометание с кабрирования в автоматическом режиме, бомбометание с горизонтального полета на малой высоте в полуавтоматическом режиме с использованием РЛС, атаки наземных целей по электронно-оптическому визиру, выполнял полеты на определение характеристик устойчивости и управляемости. Со штурманом Н.Ивановым сделал несколько полетов с четырьмя макетами бомб, в том числе четыре полета на малой высоте (менее 200 метров)
на сверхзвуке непрерывно в течение трех минут (для проверки на кинетический нагрев). С этими бомбами самолет достигал при полном форсаже числа М 1.10 - 1.12 (скорость около 1380 км/ч). На Су-24 есть одна особенность. На трансзвуке при числах М примерно от 0.98 до 1.05 - 1.06 самолет очень неплотно “сидит” в воздухе, то и дело возникают рывки по крену или по курсу, их все время приходится парировать рулями. По выражению летчиков, самолет “как на шиле”. При дальнейшем увеличении числа М эти явления сразу пропадают. Очевидно, в этом диапазоне скоростей на поверхности его широкого фюзеляжа возникают местные скачки уплотнения, нарушающие симметричность обтекания.
Самолет Су-24 мне очень понравился, особенно на взлете и посадке, где он довольно прост, устойчив и хорошо управляем. Это, в общем, касается и других режимов, кроме трансзвука, а также полета на больших углах атаки при крыле в положении малой стреловидности, когда у пего возникают поперечные колебания и крене- ние. Нравилась и его кабина. Очень удобно размещение двух членов экипажа рядом. Это позволило сократить число приборов и тумблеров (нс все они должны быть дублированы), а непосредственный контакт летчиков улучшает их взаимодействие и психологическое состояние. Самолет оборудован современной двухдиапазонной РЛС, позволяющей обнаруживать малоразмерные цели типа танков. Электронно-оптический визир увеличивает дальность визуального наблюдения целей в условиях ограниченной видимости. Понравились и новые приборы ленточного типа - указатель количества топлива и оборотов двигателей, температуры выхлопных газов.” Войсковые испытания Су-24 были проведены в два этапа: 1-й этап с мая 1975 года по август 1976 года, и 2-й этап - в 1980-1982 годах.
Т6-М8 (фото ОКБ Сухого)Т6-М8 (фото ОКБ Сухого)"ЭМКА"
Т6-М8 (фото ОКБ Сухого)
Т6-М8 (фото ОКБ Сухого)
4 февраля 1975 года вышло правительственное постановление, по которому самолет-штурмовик Су-24 принимался на вооружение советских ВВС. Вскоре коллектив создателей и испытателей машины был удостоен Ленинской и двух Государственных премий. Лауреатами Ленинской премии стали главный конструктор прицельно-навигационной системы “Пума” Е.А.Зазорин, ведущий летчик-испытатель В.С.Ильюшин, Генеральный конструктор двигателя А.М.Люлька, заместитель Главнокомандующего ВВС СССР по вооружению генерал-полковник М.Н.Мишук, начальник отдела проектов ОКБ (ныне - заведующий кафедрой конструкции и проектирования самолетов МАИ, профессор, доктор технических наук) О.С.Самойлович, заместитель главного конструктора (ныне Генеральный конструктор АООТ “ОКБ Сухого”, академик) М.П.Симонов. Среди лауреатов Государственной премии были главный конструктор самолета Е.С.Фельснер, удостоенный за создание Су-24 звания Героя Социалистического Труда, заместитель главного конструктора (сейчас - главный конструктор ОКБ по теме Су-24) Л.А.Логвинов, заместитель главного конструктора (ныне - главный конструктор Долгопрудненского КБ автоматики) А.А.Колчин.
Работы по дальнейшему совершенствованию самолета тем временем продолжались. В ОКБ и на серийном заводе большое внимание уделяли улучшению аэродинамики и упрощению конструкции машины. Многие доработки, рекомендованные ОКБ, сразу же воплощались на строящихся в Новосибирске серийных Су-24. Вот лишь некоторые из них. В целях снижения сопротивления была изменена система уплотнения щели между поворотной консолью крыла и нишей фюзеляжа, куда часть ее заходила в положении, соответствующем углу стреловидности более 16°. Устанавливавшиеся первона
чально прорезиненные упругие “шторки” уступили место секторному уплотнению из набора подпружиненных пластин. Начиная с самолета N 15-28 стала применяться обуженная хвостовая часть фюзеляжа, одновременно контейнер модернизированной парашютно-тормозной системы был перемещен вверх по килю, в форкиле появился воздухозаборник охлаждения генераторов. Опыт первых лет эксплуатации показал, что большинство полетов производится на определенных режимах, не требующих постоянного изменения площади проходного сечения воздухозаборников двигателей. Это позволило отказаться от достаточно сложной системы регулирования, предусмотренной проектом и использовавшейся на первых сериях Су-24. На новых строящихся самолетах (начиная с N 21-26) систему управления воздухозаборниками не устанавливали (при этом вес планера уменьшился на 236 кг), а на машинах, находящихся в эксплуатации, ее отключали, фиксируя панели в расчетном положении (позднее регулируемые панели стали снимать и заменять на зашивку из листового материала). На самолетах 26-й серии были изменены законцовки крыла и модернизирован профиль его носка, установлены новые электроприводы, модернизировано радиоэлектронное оборудование (внешне это выразилось в изменении обводов передней кромки вертикального оперения).
Еще в ходе госиспытаний по настоянию министерства в ОКБ была проработана возможность использования в силовой установке Су-24 двигателей Р29Т-300 (изделие “55Т”) ОКБ “Союз”, имевших несколько большие габариты, но обеспечивавшие большую тягу на форсаже. Один из опытных самолетов, получивший обозначение Т6-8Д, доработали под эти двигатели, и в феврале 1974 года летчик Е.С.Соловьев поднял его в первый полет. Испытания показали, что, несмотря на улучшения аэродинамики за счет некоторого обжатия хвостовой части фюзеляжа и увеличения мощности силовой установки,
Т6-27 на испытаниях управляемого вооружения (фото ОКБ Сухого)Т6-27 на испытаниях управляемого вооружения (фото ОКБ Сухого)сколько-нибудь существенного улучшения летно-технических характеристик получить не удавалось. Более того, повышенный, по сравнению с АЛ-21Ф-3, расход топлива этими двигателями снижал дальность полета. К этому времени надежность штатной силовой установки с двигателями ОКБ А.М.Люльки была доведена до необходимого уровня, и отказываться от нее было нецелесообразно. Двигатели же Р29-300 (изделие “55”) в различных модификациях широко и достаточно успешно применялись на самолетах МиГ-23М, МиГ-23БН, МиГ-27, на экспортных вариантах истребителя-бомбардировщика Су-17 (самолеты Су-22, Су-22М, Су-22МЗ).
Т6-27 на испытаниях управляемого вооружения (фото ОКБ Сухого)
Т6-27 на испытаниях управляемого вооружения (фото ОКБ Сухого)
Однако основное направление работ по теме Су-24 в ОКБ во второй половине 70-х годов было связано с проектированием модификации этого самолета с улучшенными боевыми возможностями, разработка которой была задана упоминавшимся правительственным постановлением и началась в 1975 году. Среди требований, предъявлявшихся к самолету, который получил название “фронтовой бомбардировщик Су-24М” (заводской шифр Т-6М), было расширение номенклатуры управляемого вооружения, модернизация прицельно-навигационной системы, увеличение радиуса действия, снижение уровня потерь в боевом вылете. К этому времени в СССР были разработаны и проходили испытания высокоточные управляемые средства поражения: ракеты Х-25 и Х-29Л с лазерной полуактивной системой наведения, Х-59 с телевизионно-командной системой наведения, Х-29Т с телевизионной головкой самонаведения, корректируемые бомбы КАБ-500 с лазерным и телевизионным наведением. Устанавливавшаяся на Су-24 прицельно-навигационная система “Пума” могла обеспечивать применение управляемых ракет лишь с ра- диокомандным и пассивным радиолокационным наве
дением. Новая машина поэтому должна была оснащаться модернизированной ПНС, в состав которой включалась бы специальная лазерно-телевизионная прицельная система (ЛТПС). Такая аппаратура, названная ЛТПС “Кайра”, была разработана и планировалась к установке на самолеты МиГ-23БК (МиГ-27К) и Су-24М. Опытный комплект системы в 1976 году был установлен и испытан на одном из доработанных серийных Су-24 (Т6М-22). Для повышения выживаемости бомбардировщиков в условиях боевых действий на Су-24М установили бортовой комплекс обороны, включавший помимо станций радиотехнической разведки и активных помех, устанавливавшихся на Су-24, систему предупреждения о пуске ракет, автомат отстрела ложных тепловых целей и дипольных отражателей и устройство управления на основе вычислителя. Для увеличения радиуса действия была спроектирована система дозаправки топливом в полете, осуществляемой по схеме “шланг-конус” через выдвижную штангу-топливопри- емник от самолета-заправщика типа Ил-76 (Ил-78) или однотипного самолета Су-24М, оснащенных унифицированными подвесными агрегатами заправки (УПАЗ “ Сахалин").
Работы по проектированию модернизированного самолета были завершены к 1977 году. К летным испытаниям готовилось несколько машин, переоборудовавшихся из серийных Су-24 в опытном производстве ОКБ и на Новосибирском заводе. Первым летным образцом, на котором должна была испытываться аэродинамика будущего Су-24М, стал самолет Т6-М8, представлявший собой доработанный восьмой опытный экземпляр Су-24 (Тб-8) с удлиненной носовой и обжатой хвостовой частями фюзеляжа. Временно, вместо штатных, были установлены имитаторы обтекателей ЛТПС и сис-
тем бортового комплекса обороны. Первый полет Т6-М8 состоялся 29 июня 1977 года, а официальные госиспытания Су-24М начались еще в декабре 1976 года (на доработанном серийном Су-24, получившем обозначение Т6М-22, с аппаратурой “Кайра”, установленной нештатно в нижней части фюзеляжа). Позднее к ним присоединились самолеты Тб-20 (Т6М-20) и Тб-21 (Т6М-21), на которых отрабатывалась система дозаправки топливом в полете и аппаратура управления ракетой Х-59, а также Т6М-23 и Т6М-24, выпущенные Новосибирским заводом. Последние два явились, по сути, предсерийными самолетами, так как строились сразу в конфигурации серийного Су-24М. Т6М-23 был облетан в декабре 1977 года, а Т6М-24 - в январе 19/8 года. Всего в первом этапе государственных испытаниях, завершенном в ноябре 1979 года, принимало участие 7 опытных машин (Т6-6, замененный после катастрофы на Т6-27 (Т6М-27), Т6-М8, Т6-9, Т6-21 (Т6М-21), Т6М-22, Т6М-23 и Т6М-24). Параллельно первому этапу (этапу “А") ГСИ выполнялась программа по выдаче предварительного заключения на серийное производство и эксплуатацию самолета. Первый серийный Су-24М (в дальнейшем Т6М-29) был выпущен НАЗ летом 1979 года и облетан 20 июня 1979 года заводскими летчиками-испытателями В.Т.Выломовым и Г.В.Гриду- совым (позднее, 10 декабря 1986 года, самолет был потерян в аварии по причине отказа системы продольного управления из-за попадания постороннего предмета в гидроусилитель, пилотировавшим его летчикам-испытателям О.Г.Цою и Н.Ш. Саттарову удалось катапультироваться).
При подготовке к серийному производству модернизированного варианта бомбардировщика (заводское обозначение - изделие “44”) был внесен ряд дополнительных изменений в конструкцию, вызванных необходимостью установки нового оборудования, улучшения аэродинамики и летных характеристик самолета. Так, в связи с применением нового радиоэлектронного обору- Т6М-24 (фото ОКБ Сухого)
дования и системы дозаправки топливом в полете, длина носовой части фюзеляжа была увеличена на 750 мм. В целях уменьшения донного сопротивления выполнили обжатие хвостовой части самолета. Изменениям подверглось вертикальное оперение: высоту киля увеличили, так как над рулем направления необходимо было разместить дополнительные антенны; в связи с установкой новой антенны радиотехнической системы дальней навигации изменился теоретический обвод передней кромки киля, а в форкиле появился воздухозаборник охлаждения оборудования. Контейнер тормозного парашюта был перенесен выше (раньше он являлся завершением гаргрота), что позволило практически избавиться от вредного воздействия горячих газов двигателей на купол и, в особенности, стропы парашюта; его оснастили двумя створками, открывающимися в стороны. Для улучшения характеристик продольной устойчивости на больших углах атаки на центроплане установили аэродинамические перегородки - гребни, объединенные конструктивно с пилонами подвески вооружения (в дальнейшем выяснилось, что гребни не обеспечивают существенного улучшения характеристик устойчивости и от их применения отказались). В целом же, конструкция Су-24М и Су-24 была очень близкой, что позволило в кратчайшие сроки без остановки производства перейти на массовый выпуск новой машины. В плане технологической подготовки производства, переход па Су-24М для завода заключался в переделке стапеля сборки носовой части фюзеляжа, остальные использовались практически без изменения. В связи с тем, что производство Су-24 в течение почти пяти лет продолжалось параллельно с выпуском первых серий Су-24М (последний Су-24 N 27-26 выпущен заводом во второй половине 1983 года), многие доработки конструкции, предназначавшиеся для модернизированной машины, были внедрены и на базовый самолет.
Второй этап (этап “Б”) государственных совместных испытаний Су-24М проходил в период с марта 1980 го-
да по май 1981 года. В нем уже участвовали и серийные самолеты, на которых отрабатывалось применение новых образцов вооружения и функционирование прицельно-навигационной системы. Полеты выполнялись на семи машинах: Т6М-23, Т6М-24, Т6М-28 - Т6М-32. (Уже после окончания ГСИ, 3 июля 1984 года, самолет Т6М-24 потерпел катастрофу в ГНИКИ ВВС, в результате которой погиб летчик А.Ф.Сидоренко, штурману Г.Н.Шаповалу удалось катапультироваться; в 1983 году был потерян в аварии и самолет Т6М-28). Всего на обоих этапах ГСИ и заводских испытаниях Су-24М было совершено соответственно 608 и 390 полетов. 22 июня 1983 года постановлением правительства Су-24М был принят на вооружение ВВС Советского Союза. Опытная эксплуатация самолетов в строевых частях началась в июне 1981 года. По традиции первые Су-24М поступили в ЦБП ВВС в Липецке. Войсковые испытания самолет прошел в 1984-1985 годах.
ВАРИАНТЫ, ВАРИАНТЫ...
Су-24М послужил основой для разработки ряда специальных модификаций. Особо следует рассказать о самолете комплексной воздушной разведки Су-24МР. Решение о создании специализированного разведчика на базе проектируемого ударного самолета было принято еще в августе 1965 года, когда в ОКБ П.О.Сухого шли проектные работы по штурмовику Т-58М. В соответствии с заданием, разведчик должен был иметь максимальную унификацию по конструкции с базовым самолетом, обладать столь же высокими летно-техническими характеристиками и обеспечивать сбор необходимой разведывательной информации на тактическую глубину построения обороны противника. В связи с тем, что облик проектируемого ударного самолета постоянно менялся, работы по разведчику до начала 70-х годов не могли иметь реального воплощения. Тем не менее они не
Т6МР-26 (фото ОКБ Сухого)
прекращались и отслеживали последовательно все доработки, приведшие наконец в 1970 году к созданию опытного Т6-2И, послужившего прототипом серийных Су-24. В октябре того же года вышло постановление о создании на базе этой машины пилотируемого тактического разведчика Т-58МР. В 1971 году был выпущен аванпроект, предусматривавший оснащение самолета как серийным, так и перспективным разведывательным оборудованием, В дальнейшем при проектировании стали ориентироваться на аванпроект базового комплекса разведки БКР-1, разработка оборудования для которого велась совместно со специалистами ОКБ П.О.Сухого. Объемные работы по проектированию и постройке новейшей радиолокационной, радиотехнической, лазерной, телевизионной и оптической аппаратуры, ее размещению на самолете и сопряжению со штатным комплексом бортового оборудования Су-24 продолжались до середины 70-х годов.
К этому времени вышло постановление правительства о принятии на вооружение самолета-штурмовика Су-24 и разработке его модернизированного варианта. В связи с этим с декабря 1975 года работы по самолету-разведчику велись уже параллельно с проектированием Су-24М, и ему было присвоено обозначение Су-24МР (заводской индекс - Т-6МР). В 1977 году было согласовано заключение по эскизному проекту, а в конце 1979 года состоялось заседание макетной комиссии. Конструктивно Су-24МР практически полностью повторял базовый самолет-бомбардировщик. Основные отличия состояли в изменении состава специального оборудования: часть разведывательной аппаратуры разместили постоянно на борту, другую - в трех подвесных контейнерах, сменяемых в зависимости от характера предстоящих боевых задач. В связи с изменением основного назначения самолета из состава вооружения Су-24МР были исключены все средства поражения наземных целей, остались лишь ракеты “воздух-воздух” для обороны от
Су-24МП в Липецком ЦБПСу-24МП в Липецком ЦБПистребителей противника. Прицельно-навигационная система была преобразована в навигационный комплекс НК-24МР, при этом вся аппаратура ПНС-24М, обеспечивающая применения оружия, включая и радиолокатор переднего обзора, была снята, а па ее место установлено разведывательное оборудование.
Су-24МП в Липецком ЦБП
Су-24МП в Липецком ЦБП
В середине 1980 года опытный экземпляр разведчика, получивший обозначение Т6МР-26, был подготовлен к испытаниям. Первый полет на нем совершил в июле 1980 года летчик-испытатель ОКБ А.А.Иванов. Для ускорения испытаний, в ходе которых предстояло не только снять летно-технические характеристики новой машины, но и отработать функционирование специальной разведывательной аппаратуры, весной следующего года к ним был подключен и второй опытный образец разведчика Т6МР-34. Госиспыта-
ния завершили в 1982 году, и с 1983 года самолет Су-24МР с базовым комплексом разведки БКР-1 был запущен в серийное производство на Новосибирском авиационном заводе имени В.П.Чкалова (заводской шифр - изделие “48”).Специализированный самолет комплексной воздушной разведки Су-24МР используется для выполнения разведывательных задач в интересах командования сухопутный войск и фронтовой авиации, а на приморских направлениях - в интересах Военно-морского флота. Само-ния завершили в 1982 году, и с 1983 года самолет Су-24МР с базовым комплексом разведки БКР-1 был запущен в серийное производство на Новосибирском авиационном заводе имени В.П.Чкалова (заводской шифр - изделие “48”).Специализированный самолет комплексной воздушной разведки Су-24МР используется для выполнения разведывательных задач в интересах командования сухопутный войск и фронтовой авиации, а на приморских направлениях - в интересах Военно-морского флота. Само-Дозаправка Су-24МП (фото С.Катаева)Дозаправка Су-24МП (фото С.Катаева)лет обеспечивает всепогодную комплексную воздушную разведку днем и ночью, с учетом условий применения и возможностей разведывательной аппаратуры, на глубину до 400 км от линии боевого соприкосновения с противодействием средствам ПВО противника. Создатели самолета в рамках концепции авиационной техники двойного назначения предлагают использовать Су-24МР и для решения задач в интересах народного хозяйства, при возникновении чрезвычайных обстоятельств. С этих позиций он может применяться для оценки радиационной зараженности местности и воздуха в районе атомных электростанций, обнаружения разливов нефтепродуктов на суше и водной поверхности, контоля за состоянием лесных массивов, обнаружения крупных пожаров, картографирования и решения ряда других задач.
ния завершили в 1982 году, и с 1983 года самолет Су-24МР с базовым комплексом разведки БКР-1 был запущен в серийное производство на Новосибирском авиационном заводе имени В.П.Чкалова (заводской шифр - изделие “48”).
Специализированный самолет комплексной воздушной разведки Су-24МР используется для выполнения разведывательных задач в интересах командования сухопутный войск и фронтовой авиации, а на приморских направлениях - в интересах Военно-морского флота. Само-
ния завершили в 1982 году, и с 1983 года самолет Су-24МР с базовым комплексом разведки БКР-1 был запущен в серийное производство на Новосибирском авиационном заводе имени В.П.Чкалова (заводской шифр - изделие “48”).
Специализированный самолет комплексной воздушной разведки Су-24МР используется для выполнения разведывательных задач в интересах командования сухопутный войск и фронтовой авиации, а на приморских направлениях - в интересах Военно-морского флота. Само-
Дозаправка Су-24МП (фото С.Катаева)
Дозаправка Су-24МП (фото С.Катаева)
Другой модификацией бомбардировщика стал специализированный самолет радиоэлектронного противодействия Су-24МП (Т-6МП), проектирование которого велось в ОКБ с 1976 года. Первый опытный образец постановщика помех получил обозначение Т6МП-25 и был поднят в воздух в апреле 1980 года. Государственные испытания, в которых принимали участие самолеты Т6МП-25 и Т6МП-35, проходили в 1980-1982 годах. По их завершении самолет Су-24МП с 1983 года выпускался в небольших количествах серийно (заводской шифр - изделие “46”). Установленная на борту и в подвесных контейнерах специальная аппаратура постановки помех в различных диапазонах длин волн позволяет использовать Су-24МП как самолет прикрытия при организации боевых действий в условиях хорошо развитой системы ПВО противника. Постановщик помех Су-24МП создавался параллельно с самолетом-разведчиком Су-24МР и в конструкции, силовой установке и основном самолетном оборудовании практически не отличается от базового Су-24М. В соответствии с изменением основного назначения с самолета снято прицельное оборудование и все ударное вооружение.
С конца 70-х годов в ОКБ велись работы по дальнейшему развитию фронтового бомбардировщика, результатом которых стала разработка проектов ряда ударных самолетов. Один из них - бомбардировщик Су-24БМ (Т-6БМ) с увеличенной взлетной массой и возросшей массой боевой нагрузки, часть которой размещалась во внутреннем боевом отсеке. Рассматривались также варианты модернизации серийного Су-24М путем применения более экономичных двухконтурных двигателей АЛ-31 Ф, нового прицельно-навигационного оборудования, расширенной номенклатуры вооружения (Су-24ММ). По ряду причин работы по этим темам ограничились проектными исследованиями. В дальнейшем мы рассчитываем более подробно рассказать об Су-24МК ВВС Ливии (фото С.Катаева)
этих и ряде других нереализованных проектов, разрабатывавшихся в разное время на базе Су-24 и представляющих несомненный интерес.
ЗА РУБЕЖОМ
В 1987 году был разработан экспортный вариант бомбардировщика, получивший обозначение Су-24МК (Т-6МК, изделие “45"). За самолетом сохранены практически все боевые возможности базовой машины Су-24М, отличия заключаются лишь в некотором изменении состава бортового оборудования. Первый полет Су-24МК был выполнен в июне 1987 года, и уже со следующего 1988 года было развернуто его серийное производство. Самолеты поставлялись на экспорт в страны Ближнего Востока. По сообщениям зарубежной печати, самолетами этого типа располагают Ирак, Ливия и Сирия.
Поставки самолетов Су-24МК в Ирак начались в 1988 году. После рассмотрения различных способов транспортировки бомбардировщиков заказчику был принят вариант воздушной перевозки на грузовых самолетах Ан-22. В новосибирском филиале ОКБ была разработана и построена специальная тележка, на которой Су-24МК с разворотом фюзеляжа на 30" и отстыкованными крыльями помещался в грузовой отсек “Антея"; сюда же входили крылья и комплект ЗИП. В начале июня 1988 года первый Ан-22 со спецгрузом приземлился на аэродроме Аль-Бакр. Выгрузка тележки с зачехленным самолетом заняла не более 30 минут, что произвело большое впечатление на иракцев, так как аналогичные операции по разгрузке самолета типа МиГ-25 ранее длились по полдня. Как только первый Су-24МК был выгружен, началась его сборка группой наших специалистов. Через несколько дней машина была полностью собрана, и, пройдя различные проверки, подготовлена к первому вылету. Его выполнил в присутствии министра обороны Ирака наш экипаж в составе летчика Евгения Рудакаса и штурмана Сергея Груенко. После взлета Су-24 ушел в зону, где предстояло опробовать различные бортовые системы самолета. Самолет несколько задерживался, и иракцы начали уже волноваться, как вдруг он неожиданно появился и прошел над трибуной на высоте 50 метров, после чего выполнил ряд фигур высшего пилотажа, несвойственных для самолетов такого класса. После успешного завершения первого полета Су-24 в небе
Ирака по существующей там традиции был зарезан ритуальный баран, кровью которого окропили самолет.
Фронтовые бомбардировщики Су-24МК поставлялись в Ирак с бомбардировочным и управляемым ракетным вооружением, кроме того иракцы использовали фугасные авиабомбы калибра 3000 кг собственной разработки, которые могли подвешиваться на пилоны под центропланом. Два иракских транспортных Ил-76
были переделаны в самолеты-заправщики, причем они оборудовались агрегатами заправки как советского, так и французского производства. Эксплуатация Су-24 в условиях жаркого сухого климата (температура летом в тени до 46"С) и запыленности воздуха показала высокую надежность силовой установки и всех систем самолета. Иракские летчики и техники, прошедшие обучение в Краснодаре, быстро освоили новый самолет, чему способствовали высокий уровень ответственности и дисциплины. Они давали очень высокую оценку машине, вместе с тем ими был высказан ряд замечаний, предложений и пожеланий до доработке конструкции. В частности, отмечались малый объем номенклатуры поставляемого вооружения, излишнее дублирование ряда систем, недостаточная эффективность системы кондиционирования. В числе пожеланий по доработке предлагалось усилить комплекс обороны самолета путем установки дополнительных устройств выброса тепловых ловушек и дипольных отражателей. После возвращения советских специалистов из Ирака в ОКБ началась проработка некоторых предложений. Кроме того, рассматривался вопрос о создании экспортной модификации самолета-разведчика, названного Су-24МРК. Но события в Персидском заливе в 1990-1991 годах и присоединение СССР к международным санкциям против Ирака приостановило эти работы. В ходе вооруженного конфликта, завершившегося операцией “Буря в пустыне”, в январе 1991 года все 24 иракских бомбардировщика Су-24МК в числе 115 наиболее современных боевых самолетов ВВС Ирака совершили перелет на территорию Ирана, где и находятся сейчас, удерживаемые здешним правительством в качестве репараций за ир ано-иракскую войну 1980-1988 годов.
Поставки Су-24МК в Ливию были начаты в марте-апреле 1989 года, когда первые 6 самолетов были доставлены на грузовых “Антеях” на авиабазу Умм Айтигах. Всего это арабское государство, судя по сообщениям в печати, получило 15 бомбардировщиков Су-24МК. В конце 1989 года 20 самолетов этого типа приобрела и Сирия.
Су-24МК, авиабаза Кубинка (фото В.Зенкина)Су-24МК, авиабаза Кубинка (фото В.Зенкина)В СТРОЮ
Су-24МК, авиабаза Кубинка (фото В.Зенкина)
Су-24МК, авиабаза Кубинка (фото В.Зенкина)
Серийное производство самолета Су-24 и его модификаций продолжалось на Новосибирском АПО в общей сложности 22 года с 1971 по 1993 год. Базовый вариант Су-24 выпускался в 1971-1983 годах, всего было построено свыше 500 самолетов (все приводимые данные о количестве выпущенных и находящихся в строю самолетов взяты из зарубежной и открытой отечественной печати, поэтому их следует считать ориентировочными). Модернизированный бомбардировщик Су-24М строился в 1979-1993 годах, было выпущено около 400 самолетов. Самолет комплексной воздушной разведки Су-24МР выпускался с 1983 по 1993 год (построено около 200 машин). Самолет радиоэлектронного противодействия Су-24МП, освоенный в производстве в 1983 году, был выпущен малой серией (около 20 машин). Экспортный вариант бомбардировщика Су-24МК для стран Ближнего Востока выпускался в 1988-1989 годах, было изготовлено не менее 60 самолетов. Таким образом, общий объем выпуска самолетов Су-24 всех модификаций можно оценить величиной 1200 машин.
К моменту распада СССР в конце 1991 года численность парка самолетов Су-24 в ВВС бывшего Советского Союза достигла своего пика и составляла около 1100 машин, в том числе около 900 фронтовых бомбардировщиков Су-24 и Су-24М и до 200 самолетов-разведчиков Су-24МР. На территории России находилось до 400 самолетов Су-24 и Су-24М и около 100 самолетов Су-24МР. Остальные летательные аппараты этого типа распределялись между Украиной (более 300 самолетов, в том числе несколько Су-24МП), Белоруссией (около 100 самолетов) и другими республиками бывшего СССР: Грузией, Азербайджаном, Туркменистаном, Казахстаном и Узбекистаном (всего около 200 самолетов Су-24, Су-24М и Су-24МР); около 80 самолетов базировалось на аэродромах Западной группы войск в Польше (149-я бомбардировочная авиадивизия в составе 4-й Воздушной Армии со штабом в Легнице).
После вывода российских войск из Восточной Европы и передислокации ряда частей и соединений с террито-
рии бывших республик СССР в Россию, судя по сообщениям в печати, ВВС РФ на конец 1993 года располагали приблизительно 600 фронтовыми бомбардировщиками Су-24 и Су-24М и более 100 самолетами-разведчиками Су-24МР. Среди зарубежных государств наиболее мощным парком самолетов этого типа располагает ставшая не так давно “заграничной” Украина, в ВВС которой эксплуатируется около 270 самолетов Су-24, Су-24М, Су-24МР и Су-24МП. Продолжают нести службу эти машины в вооруженных силах Беларуси и ряда республик Закавказья и Средней Азии. В “дальнем зарубежье”, как уже отмечалось, фронтовые бомбардировщики в экспортном варианте Су-24МК состоят на вооружении ВВС Сирии (20 самолетов) и Ливии (15 самолетов); 24 самолета ВВС Ирака с января 1991 года находятся на территории Ирана.
В Военно-Воздушных Силах Российской Федерации самолеты Су-24 входят в состав частей фронтовой авиации: Су-24 и Су-24М являются основным типом самолетов бомбардировочных авиационных полков (бал), а также морских штурмовых авиаполков (мшап); самолетами Су-24МР вооружены эскадрильи отельных разведывательных авиационных полков (орап). На сегодняшний день Су-24 и его модификации - наиболее массовый тип самолета ВВС: по сообщениям в печати, доля их во всем парке боевых самолетов Военно-Воздушных Сил Российской Федерации превышает 30%. Бомбардировочные авиаполки, входящие в состав бомбардировочных авиадивизий (бад), также, как и морские штурмовые полки в составе морской штурмовой авиадивизии (мшад), имеют по 30 или 40 самолетов Су-24 (Су-24М). Отдельные разведывательные авиаполки обычно состоят из одной-двух эскадрилий самолетов Су-24МР (по 12 машин) и эскадрильи самолетов МиГ-25РБ или Су-17МЗР (Су-17М4Р), но есть и орап, полностью укомплектованные Су-24МР (24-36 самолетов). Кроме боевых полков самолеты Су-24 имеются и в ряде учебных и специальных авиационных частей: инструкторских бомбардировочных авиаполках (ибап) в Воронеже (в составе ЦБП ВВС в Липецке) и в Лебяжьем (в составе УАЦ в Таганроге), учебном авиаполку (уап) при Краснодарском БОЛТУ, 234-м авиаполку (ныне Центре показов авиационной техники - ЦПАТ) в Кубинке, ЦПЛС в Шаталово.
Биография Су-24, к счастью, не изобилует фактами реального боевого применения грозного бомбардировщика. По сообщениям в печати, самолеты этого типа в первой половине 80-х годов ограниченно применялись в боевых действиях в Афганистане. Экипажи Су-24, базировавшихся на советских аэродромах Мары и Термез, совершали эпизодические боевые вылеты по нанесению бомбовых ударов по позициям моджахедов в Алмазной долине. По свидетельствам прессы, один из таких вылетов состоялся 21 апреля 1984 года, когда 24 самолета Су-24 и несколько Ту-16, взлетевших с авиабазы Термез, бомбили моджахедов в долине Панчшир к северу от Ка
була. Бомбометание осуществлялось с высоты более 5000 м вне зоны досягаемости переносных зенитных ракетных комплексов “Стингер”, и потерь советские самолеты не понесли. [4, 19]
После распада Советского Союза бомбардировщики Су-24, доставшиеся ряду независимых государств Закавказья и Средней Азии, также изредка участвовали в боевых операциях. Это относится к узбекским Су-24, применявшимся на таджикско-афганской границе против отрядов вооруженной оппозиции (известно, что 3 мая 1993 года один из самолетов, переданных ВВС Таджикистана, был сбит ракетами ПЗРК “Стингер”, экипажу удалось катапультироваться). Есть сообщения о применении азербайджанских Су-24 в Нагорном Карабахе. Не обошлось без самолетов этого типа и в последних событиях в Чечне.
Самолеты Су-24М стали одним из главных действующих лиц проведенных с 17 по 21 мая 1993 года исследовательских летно-тактических учений ВВС “Восход-93”. В учениях, которыми руководил Главнокомандующий ВВС РФ генерал-полковник авиации П.Дейнекин, было задействовано 10 самолетов Су-24М и Су-24МР, 4 истребителя Су-27, 6 стратегических бомбардировщиков Ту-95МС, 13 самолетов-заправщиков Ил-78 и другая авиационная техника, в том числе авиационный комплекс радиолокационного дозора и наведения А-50, воздушные командные пункты, стратегические бомбардировщики Ту-160, перехватчики МиГ-31 - всего 22 боевых и 16 специальных самолетов, выполнивших 109 самолето-вылетов, а также 30 самолетов военно-транспортной авиации. В соответствии с замыслом учений самолеты Су-24М и Су-24МР осуществили перебазирование из европейской части России на Дальний Восток с тремя дозаправками в воздухе (в том числе ночной) и одной промежуточной посадкой в Забайкалье, покрыв расстояние почти в 8000 км за 12 часов летного времени. После перебазирования был произведен вылет Су-24М на боевое применение на одном из дальневосточных полигонов, в ходе которого под прикрытием звена истребителей Су-27 был нанесен бомбовый удар по аэродрому “противника”. Летно-тактические учения продемонстрировали высокие боевые возможности отечественной авиационной техники, отличный уровень выучки экипажей и согласованность действий большого числа авиационных специалистов.
В ЦЕНТРЕ ВНИМАНИЯ
К концу 80-х годов Су-24 уже не представлял большой тайны для зарубежных специалистов и военных, какой он являлся в течение почти 15 лет с момента поступления в регулярную эксплуатацию. Напомним, что началась она в 1973-1974 годах сначала в учебных центрах, а затем и строевых частях. Службы иностранных разведок уделяли повышенное внимание этой машине, представлявшей по выражению автора одной из статей в журна-
Су-24 15-й серии проводит бомбометание (фото из архива С.Кузнецова)Су-24 15-й серии проводит бомбометание (фото из архива С.Кузнецова)
Су-24 15-й серии проводит бомбометание (фото из архива С.Кузнецова)
Су-24 15-й серии проводит бомбометание (фото из архива С.Кузнецова)
ле “Air International” “потенциально наибольшую угрозу” государствам западной Европы среди “всех боевых самолетов, находящихся на вооружении фронтовой авиации ВВС СССР”. Первое официальное заявление о существовании в СССР нового ударного самолета было сделано председателем комитета начальников штабов вооруженных сил США адмиралом Томасом Мурером в начале 1974 года. Первые публикации о Су-24 в зарубежной печати появились в 1976 году, однако они представляли собой в основном различные догадки и теоретические рассуждения о возможностях самолета, которому было присвоено кодовое обозначение НАТО “Fencer” (истинное название его еще не было известно), отталкивающиеся от информации о западных аналогах (F-111 и “Торнадо”). Ввиду того, что советские власти соблюдали повышенный режим секретности в отношении Су-24, никакая информация о машине, даже фотографии, до середины 80-х годов не попадала на страницы открытой печати.
Первые качественные фотографии машины в западной прессе появились только в 1980-1981 годах. Поводом к этому послужило перебазирование в июле 1979 года полка фронтовых бомбардировщиков Су-24 на авиабазу Темплин к северу от Берлина, находившуюся в распоряжении Группы советских войск в Германии. К этому времени относится всплеск информации о машине практически во всех серьезных зарубежных авиационных журналах, в 1981 году на страницах прессы впервые появилось и настоящее название самолета - Су-24. (Характерно, что вплоть до самого последнего времени даже такие солидные и авторитетные издания, как “Jane’s All the World’s Aircraft”, не отказывались и от вымышленного названия “Су-19” - как и в случае с легендарным “Бэк- файером” 1у-22М, которого и поныне ряд именитых, но явно консервативных журналов продолжает по стереотипу именовать “Ту-26”). Известные западные специалисты отмечали высокие боевые возможности самолета и предостерегали о той “угрозе”, которая нависла над западными странами. Вот цитата из статьи английского журнала “Air International” за 1981 год: Су-24 “обладает превосходными характеристиками по показателю “боевая нагрузка/радиус действия", способен осуществлять вторжение в режиме следования рельефу местности и наносить удары, имея характеристики со значительным преимуществом перед любым из других военных самолетов фронтовой авиации". На сопровождавших статьи картах Европы были отмечены предполагавшиеся направления удара частей фронтовой бомбардировочной авиации, вооруженных самолетами Су-24. Отмечалось, что “тактический радиус позволяет са
молету достигать большей части территории ФРГ и Нидерландов (с авиабазы Темплин в ГДР при маловысотном профиле полета), большей части территории Скандинавского полуострова, всей территории Великобритании, 2/3 территории Франции и северной Италии (с авиабазы Черняховск в Прибалтике при переменном профиле полета), всей территории Италии, Греции, Турции, большей части территории восточного Средиземноморья (с авиабазы Городок на Украине)”.
Советская сторона продолжала хранить молчание о Су-24 вплоть до конца 80-х годов, когда в связи с провозглашенной в стране открытостью и изменением внешней политики достоянием гласности стали последние достижения военной техники, в том числе и авиационной. Первая демонстрация самолета состоялась в августе 1989 года на выставке авиационной техники на московском аэродроме Ходынка. Экспонировавшийся
фронтовой бомбардировщик Су-24М (бортовой номер 38), оснащенный различными средствами вооружения, в том числе противорадиолокационной ракетой Х-58, привлек повышенное внимание москвичей и гостей столицы. На сопроводительном планшете (согласно которому самолет был представлен как Су-24МК) приводились основные летно-тактические данные машины. На выставке в подмосковном городе Жуковском в августе 1989 года был представлен самолет-разведчик Су-24МР (Т6МР-26). Первая зарубежная премьера самолета состоялась в ноябре 1991 года на выставке авиационной техники и вооружения в Дубае (Объединенные Арабские Эмираты). Российская сторона представляла на выставке новейшие образцы боевых самолетов и вооружения, в том числе фронтовой бомбардировщик Су-24МК и авиационные ракеты Х-59 иХ-31П. В июне 1992 года строевой самолет Су-24М с авиабазы Шпро- тава (Западной группы войск в Польше) был экспонатом международной авиационной выставки “ILA-92" в Берлине. В состоявшемся в августе того же года на аэродроме ЛИИ в городе Жуковском “Мосаэрошоу-92” принимал участие самолет-разведчик Су-24МР. Создатели машины изготовили стенды с подробными харак
теристиками самолета и установленного на нем специального оборудования, фотографиями и схемами применения, указав при этом возможность его гражданского использования. Эта же машина участвовала в состоявшемся через месяц авиасалоне в Фарнборо (Великобритания). С 1991 года фронтовой бомбардировщик Су-24 установлен на постоянную стоянку в экспозиции Музея ВВС в подмосковном Монино.
Закончить рассказ об истории создания и развитии самолета Су-24 хотелось бы еще одной выдержкой из английского журнала почти 15-летней давности. По мнению ведущих западных специалистов, занимающихся анализом военного потенциала стран восточной Европы, Су-24 представлялся им “самым грозным военным самолетом на вооружении советской авиации”. Самолет, называемый на Западе “Fencer", по мнению многих “представляет собой почти столь же важное достижение в ударной авиации страны, как и появление самолета МиГ-15 на вооружении советской авиации более 30 лет назад. МиГ-15 оказывал тогда, а Су-24 продолжает оказывать сейчас очень существенное влияние на военное равновесие."
Су-24 22-й серии (фото Д. Родина)
ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО МОДИФИКАЦИЙ
ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ, СИСТЕМ, ОБОРУДОВАНИЯ И ВООРУЖЕНИЯ
САМОЛЕТА Су-24
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 АК4-1, 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;
хвО’Стовую часть;
боковые воздухозаборники;
центроплан с силовой шарнирной балкой.
Головная часть фюзеляжа (до шпангоута N 16) 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 радиопрозрачный 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 основ ной 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 N 16-35) 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 топлив
ный бак-отсек (бак N 1) расположен по оси симметрии самолета и имеет в задней части сквозной прямоугольный вырез для размещения патронного ящика встроенной пушечной установки. Топливный бак-отсек N 2 - 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 N 3 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 N 3 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 N 2 и N 3 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 N 2. 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 N 15-28). На нижней поверхности средней части фюзеляжа расположены четыре точки подвески вооружения: N 3, N 4, N 7 и N 8, две последние - тандемом по оси симметрии самолета (7-я и 8-я точки подвески устанавливались на самолеты с N 8-11).
Хвостовая часть фюзеляжа (за шпангоутом N 35) со-
Су-24 11-й серии (фото Д. Родина)
стоит 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 N 15-28 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 N 3. 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 бы
ла, они оснащались управляемыми противопомпажны- ми 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 N 4-04), а на боковых поверхностях установили створки подпитки. В дальнейшем от идеи регулирования воздухозаборников отказались, и на серийные самолеты (начиная с N 21-26) 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 В НС-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 ЗОХГСНА и образуют вместе с поясами замкнутое коробчатое сечение. Подкосы выполнены из стали ЗОХГСНА 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 поворотной 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 электрогидро- механических 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
Передняя опора шасси
Основная опора шасси
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 N 15-28 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 нейт
ральное 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 N 15-28) 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.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА И
САМОЛЕТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
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 А.М.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 против о обледенения.
Стендовая тяга двигателя на режиме “полный форсаж" составляет 11200 кге (110 кН), на максимальном бес- форсажном режиме - 7800 кге (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
гателя, массовых и инерционных нагрузок и передающими их на конструкцию самолета.
Двигатели АЛ-21Ф-3 устанавливаются не только на фронтовые бомбардировщики Су-24, Су-24М и их модификации. В компоновке “С” они нашли применение на многочисленных вариантах истребителя-бомбардировщика Су-17М вплоть до Су-17М4, в компоновке “Б" они устанавливались на истребители-бомбардировщики МиГ-23Б. Два двигателя АЛ-21Ф-3 составляли силовую установку первых опытных самолетов Т-10 - предшественников истребителя-перехватчика Су-27.
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 N 8-11 с неувеличенным 1-м баком - 11200 литров). Запас топлива может быть увеличен с помощью двух подкрыльевых 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.
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 грех поясах. В основном поясе двигатель крепится к силовому шпангоуту хвостовой части фюзеляжа двумя боковыми цапфами, воспринимающими усилия от тяги дви-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 грех поясах. В основном поясе двигатель крепится к силовому шпангоуту хвостовой части фюзеляжа двумя боковыми цапфами, воспринимающими усилия от тяги дви-Двигатели АЛ-21Ф-3Двигатели АЛ-21Ф-3Топливо во внутренних баках находится под избыточным давлением 0.2 кгс/см1 (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 от-
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 грех поясах. В основном поясе двигатель крепится к силовому шпангоуту хвостовой части фюзеляжа двумя боковыми цапфами, воспринимающими усилия от тяги дви-
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 грех поясах. В основном поясе двигатель крепится к силовому шпангоуту хвостовой части фюзеляжа двумя боковыми цапфами, воспринимающими усилия от тяги дви-
Двигатели АЛ-21Ф-3
Двигатели АЛ-21Ф-3
крытым способом - через заливную горловину бака N 1 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 180200 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. Д ля подключения к бортовой сети самолета наземных источников электроэнергии имеются штепсельные разъемы аэродромного питания постоянным и переменным током ШРАП-500К и П ТРАП-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, уста-
новленными непосредственно около органов 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 эле^трогидравлических 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 трим
мерного 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 электрогидравличе- ских 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.
Кабина Су-24МКабина Су-24МСИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ИЗМЕНЕНИЕМ СТРЕЛОВИДНОСТИ КРЫЛА (СПК-2-3) предназначена для поворота 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
Кабина Су-24М
Кабина Су-24М
Приборная доска штурмана Су-24М
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, спра-
Приборная доска оператора Су-24МП
ва - 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 N 14-11 кабина оборудуется шторками защиты от светового излучения (СЗ) и слепого вождения (СВ).
Фонарь кабины состоит из неподвижной части и двух створок, откидывающихся 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.
С И СТ ЕМ Л КОНДИЦИО Н ИРО BA 1 I ИЯ 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 противопсрегрузочных устройств и вентиляции костюмов членов экипажа. Воздух для системы кондиционирования отбирается за 14-й ступенью компрессора каждого двигателя. Основные агрегата системы установлены в средней части фюзеляжа над топливным баком N 2.
КИСЛОРОДНАЯ СИСТЕМА самолета обеспечивает работу членов экипажа, одетых в высотное спеценаряже- ние, 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 N 9-11 ■ К-36ДМ) Тенерального 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. I Ъющадь купола парашюта составляет 60 м'. Креста крепятся в кабине путем захвата замком опорной пяты стреляющего механизма, жестко закрепленного на кресле. При снятии, установке и катапультировании кресло свободно перемещается по на п рав ляю щ и м р ель сам каб и н ы.
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 радиоэлектронного противодействия;
аппаратуры контроля и регистрации параметров;
разведывательного оборудования.
ПРИ ЦЕЛЬНО - НАВИ ГАНИ ОН I1АЯ С ИСТЕМА ПНС-24 “Пума” предназначена для решения следующих 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 самолета и т.п.) при обнаружении их визуально или с помощью теплопеленгатора.
Антенны РПО “Орион-А” и РПС “Рельеф” самолета Су-24МК (фото В.Друшлякова)Антенны РПО “Орион-А” и РПС “Рельеф” самолета Су-24МК (фото В.Друшлякова)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
Антенны РПО “Орион-А” и РПС “Рельеф” самолета Су-24МК (фото В.Друшлякова)
Антенны РПО “Орион-А” и РПС “Рельеф” самолета Су-24МК (фото В.Друшлякова)
радиолокационный пеленгатор (ПРИ) “Филин”, электронно-оптический визир “Чайка-1”, теплопеленгатор ТП-23Е, система наведения ракеты Х-23 “Аркан” с ра- диокомандной линией “Дельта” и телевизионным пеленгатором “Таран”, доплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС-7, радиовысотомеры малых (РВ-ЗМП) и больших (РВ-18А1 “Крона”) высот, малогабаритная инерциальная система МИС-П, система воздушных сигналов СВС-ПН-5-3, система автоматического управления самолетом САУ-б, 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-бс “Ромб-1К”;
автоматический радиокомпас АРК-10 (на самолетах поздних серий - АРК-15М) для вождения самолета по приводным широковещательным станциям и радиомаякам;
самолетный ответчик СО-63 Б, обеспечивающий решение задач управления воздушным движением в зоне аэродрома;
антенно-фидерная система (АФС) “Пион-ГТ-6”, обеспечивающая работу РСБН-бс 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 N 15-28 - 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-ЗМ” 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-УЗ” (до самолета N 8-11 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
Техническое ОписаниеТехническое Описание
Техническое Описание
Техническое Описание
Фронтовой Бомбардировщик Су-24
102102949486867676100100i69i69**99996666737376767^7^Су-24МСу-24М108108106106кк110110412412104. Тактическая ракета “воздух-поверхность” Х-25МР105. Авиационное пусковое устройство АПУ-68УМ2106. Блок неуправляемых ракет Б-8М107. Неуправляемая ракета С-8КО108. Подвесной бак ПТБ-3000104. Тактическая ракета “воздух-поверхность” Х-25МР105. Авиационное пусковое устройство АПУ-68УМ2106. Блок неуправляемых ракет Б-8М107. Неуправляемая ракета С-8КО108. Подвесной бак ПТБ-300065. Шарнирный узел66. Четырехсекционный выдвижной предкрылок ^567. Выдвижной двухщелевой закрылок с дефлектором68. Двухсекционный интерцептор69. Электрогидромеханический привод закрылков65. Шарнирный узел66. Четырехсекционный выдвижной предкрылок ^567. Выдвижной двухщелевой закрылок с дефлектором68. Двухсекционный интерцептор69. Электрогидромеханический привод закрылков$7$7109109107107
102
102
94
94
86
86
76
76
100
100
i69
i69
*
*
99
99
66
66
73
73
76
76
7^
7^
Су-24М
Су-24М
108
108
106
106
к
к
110
110
412
412
104. Тактическая ракета “воздух-поверхность” Х-25МР
105. Авиационное пусковое устройство АПУ-68УМ2
106. Блок неуправляемых ракет Б-8М
107. Неуправляемая ракета С-8КО
108. Подвесной бак ПТБ-3000
104. Тактическая ракета “воздух-поверхность” Х-25МР
105. Авиационное пусковое устройство АПУ-68УМ2
106. Блок неуправляемых ракет Б-8М
107. Неуправляемая ракета С-8КО
108. Подвесной бак ПТБ-3000
65. Шарнирный узел
66. Четырехсекционный выдвижной предкрылок ^5
67. Выдвижной двухщелевой закрылок с дефлектором
68. Двухсекционный интерцептор
69. Электрогидромеханический привод закрылков
65. Шарнирный узел
66. Четырехсекционный выдвижной предкрылок ^5
67. Выдвижной двухщелевой закрылок с дефлектором
68. Двухсекционный интерцептор
69. Электрогидромеханический привод закрылков
$7
$7
109
109
107
107
Приемник воздушного давления ПВД-18
Антенны системы “Пион-ГТ-6М”
Патрубки ПВД
Радиопрозрачный обтекатель РЛС
Радиолокационная станция переднего обзора “Орион-А"
РЛС предупреждения о столкновении с наземными препятствиями “Рельеф”
Блоки радиоэлектронного оборудования РЛС
Аварийный приемник воздушного давления ПВД-7
Штанга дозаправки топливом в полете
Форсунки противообледенительной системы фонаря кабины
Датчик угла атаки
Неподвижная часть фонаря кабины экипажа
Откидывающиеся створки фонаря кабины экипажа
Подфонарная рама
Приборная доска кабины экипажа
Прицельно-пилотажный визир ППВ
Катапультируемое кресло К-36ДМ штурмана-оператора
Катапультируемое кресло К-36ДМ летчика
Защитная перегородка
Ручка управления самолетом
Педали управления самолетом
Передняя опора шасси
Колесо КН-21 (660x200)
Гоязезащитный щиток
Отсек радиоэлектронного оборудования
Воздухозаборник
Клин носка воздухозаборника
Клин стока пограничного слоя
Перфорация на передней панели воздухозаборника для отсоса пограничного слоя
Система защиты воздухозаборника от попадания посторонних предметов воздушным потоком
Направляющие канала воздухозаборника
Канал воздухозаборника
Створка дополнительной подпитки
Антенна системы предупреждения об облучении СПО- 15С "Береза”
Штыревая ненаправленная антенна радиокомпаса АРК-15М
Рамочная направленная антенна радиокомпаса АРК-15М
Отсеки оборудования в гаргроте
Тяги проводки управления самолетом
Топливный трубопровод
Теплопеленгатор "Мак”
Воздухозаборник радиатора системы кондиционирования
Воздухо-воздушный радиатор системы кондиционирования
Центроплан
Аэродинамический гребень на Су-24М первых серий
Шарнирная балка с подкосом
Узел поворота консоли крыла
Гидроцилиндр системы поворота крыла
Гидроагрегаты системы поворота крыла
Поворотная створка центроплана с уплотнителем
Бортовой аэронавигационный огонь (белый)
Пилон балочного держателя
Выдвижная посадочная фара
Тормозной щиток
Гидроцилиндр тормозного щитка
Люк укладки боекомплекта пушки
Боковая створка ниши основной опоры шасси
Основная опора шасси
Гидроцилиндр уборки основной опоры шасси Амортизатор основной опоры шасси
^и. Колесо КТ-172 (950x300)
Задний щиток ниши основной опоры шасси
Поворотная консппь крыла в положении минимального угла стреловидности (1€
Поворотная конс^.о крыла в положении максимального угла стреловидности (69е)
Четырехлонжеронный кессон крыла
Кронштейн навески секций закрылка
Гидроцилиндр выпуска интерцепторов
Ось поворотного пилона
Поворотный пилон
Бортовой аэронавигационный огонь (красный)
Бортовой аэронавигационный огонь (зеленый)
Стекатель статического электричества
Ниша с уплотнительными створками под поворотную консоль.
Воздухозаборник охлаждения двигателя
Двигатель АЛ-21Ф-3
Агрегаты двигателя
Регулируемое сопло двигателя
Люк доступа к агрегатам двигателя
Подфюзеляжный гребень
Автомат постановки пассивных помех АПП-50
Блок автоматов постановки пассивных помех с увеличенным количеством патронов (установлен только на одном Су-24М)
Стабилизатор
Ось навески стабилизатора
Подшипники оси стабилизатора
Форкиль
Воздухозаборник охлаждения электрогенераторов
Гидроагрегат управления рулем направления
Тяги управления рулем направления
Гидроцилиндр отклонения руля направления
Киль
Руль направления
Узел навески руля направления
Контейнер тормозного парашюта
Тормозной парашют
Створки контейнера тормозного парашюта
Обтекатель антенн радиотехнического оборудования
Антенна станции предупреждения об облучении
СПО-15С “Береза”
Антенны радиотехнического оборудования
Антенна УКВ-радиостанции Р-862
Пушка ГШ-6-23М
Неуправляемая ракета С-24Б
Фугасная авиабомба ФАБ-500М-62
Противорадиолокационная ракета Х-58
Тактическая ракета “воздух-поверхность” Х-29Т
Контейнер пассивной радиопеленгационной системы “Фантасмагория”
Управляемая ракета “воздух-воздух” Р-60
Авиационное пусковое устройство АПУ-60-1
при различных вариантах загрузки самолета предназначена установленная на борту система управления оружием (СУ О).
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. Благодаря наличию вращающегося блока стволов получена высокая скорострельность пушечной установки, достигающая 6-9 тысяч выстрелов в минуту. Начальная ско-
Пушка ГШ-6-23Пушка ГШ-6-23Бомбы ОФАБ-100-120 на МБД-ЗУБомбы ОФАБ-100-120 на МБД-ЗУБлоки неуправлямых ракет Б-8МБлоки неуправлямых ракет Б-8МПротиворадиолокационная ракета Х-28Противорадиолокационная ракета Х-28
Пушка ГШ-6-23
Пушка ГШ-6-23
Бомбы ОФАБ-100-120 на МБД-ЗУ
Бомбы ОФАБ-100-120 на МБД-ЗУ
Блоки неуправлямых ракет Б-8М
Блоки неуправлямых ракет Б-8М
Противорадиолокационная ракета Х-28
Противорадиолокационная ракета Х-28
рость 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. Боекомплект СППУ-6 составляет 400 снарядов, она имеет две степени свободы: оружие может отклоняться на углы до 30" вниз и до 45" в обе стороны.
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 па 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 про- тиворадиолокационного (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
Ракета класса воздух-воздух Р-55Р-55 (изделие “67”) с тепловыми головками самонаведения, подвешиваемых на пусковых устройствах под поворотными пилонами подвижных частей крыла.Ракета класса воздух-воздух Р-55Р-55 (изделие “67”) с тепловыми головками самонаведения, подвешиваемых на пусковых устройствах под поворотными пилонами подвижных частей крыла.
Ракета класса воздух-воздух Р-55
Р-55 (изделие “67”) с тепловыми головками самонаведения, подвешиваемых на пусковых устройствах под поворотными пилонами подвижных частей крыла.
Ракета класса воздух-воздух Р-55
Р-55 (изделие “67”) с тепловыми головками самонаведения, подвешиваемых на пусковых устройствах под поворотными пилонами подвижных частей крыла.
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 “воз- дух-поверхность” типа Х-23 и противора-
диолокационные 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. Масса ракеты составляет 288 кг, максимальная дальность пуска -10 км. Ракета комплектуется кумулятивно-осколочно-фугасной боевой частью массой 111 кг. 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, массу 715 кг и дальность пуска до 65 км, комплектуется фугасной боевой частью массой 140 кг. УР Х-58 (изделие “Д-7”) имеет аналогичное назначение и систему наведения. Ракета весит 640 кг, имеет фугасную боевую часть массой 150 кг и дальность пуска до 70 км. 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
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ, СИСТЕМ, ОБОРУДОВАНИЯ И ВООРУЖЕНИЯ САМОЛЕТА
Су-24М
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ
Основные доработки конструкции фронтового бомбардировщика Су-24М связаны с установкой на его борту нового прицельно-навигационного оборудования, аппаратуры бортового комплекса обороны, внедрения системы дозаправки топливом в полете. Более всего изменения коснулись конструкции фюзеляжа. В связи с установкой дополнительного радиоэлектронного оборудования и системы дозаправки топливом в полете носовая часть фюзеляжа удлинена на 7760 мм за
Су-24М, Липецкий ЦБП
счет увеличения носового отсека оборудования перед кабиной экипажа. Радиопрозрачный обтекатель антенн ПНС остался прежним, а для обеспечения плавности аэродинамических обводов удлиненной головной части фюзеляжа частично измененена геометрия нижней ее поверхности. Для обеспечения доступа к новым блокам оборудования в предкабинном отсеке на боковых его поверхностях организованы дополнительные эксплуатационные люки. Антенны пассивного радиолокационного пеленгатора, которые вместе с блоком антенн передней полусферы АФС “Пион” и приемником воздушного давления образовывали своеобразную мачту, являвшуюся характерной внешней особенностью самолетов Су-24, переместили в другое место, а перед радиопрозрачным обтекателем РПО по оси установили длинную штангу, на которой смонтированы ПВД и элементы модифицированной АФС. В связи с введением системы дозаправки топливом в полете в носовой части фюзеляжа перед кабиной на шпангоуте N 4 установлена выпускаемая штан- га-топливоприемник и организована ниша для нее, закрывающаяся створкой. При выдвижении штанги створка откидывается назад.
Некоторым доработкам подверглось вертикальное оперение: увеличена высота киля, изменен обвод его передней кромки, необходимость чего была вызвана установкой дополнительных антенных устройств и перенесением контейнера тормозного парашюта из фюзеляжа в корневую часть киля. Часть изменений конструкции внедрялись параллельно как на новый самолет Су-24 М, так и на последние серии Су-24. К таким доработкам относятся обжатие хвостовой части фюзеляжа, установка аэродинамических гребней на центроплане, объединенных с пилонами подвески вооружения (гребни устанавливались на первые серии Су-24М, позднее от них отказались), установка обтекателей антенн аппаратуры бортового комплекса обороны на боковой поверхности воздухозаборников перед центропланом. По конструкция крыла, горизонтального оперения и шасси самолет Су-24М практически полностью подобен самолету Су-24.
Фазы дозаправки (фото А.Ламма)
ОСОБЕННОСТИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ, ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ И САМОЛЕТНОГО
ОБОРУДОВАНИЯ
На самолете Су-24М используются те же, что и на Су-24, двигатели АЛ-21Ф-3 (или АЛ-21Ф-ЗА с такими же характеристиками). Основные отличия топливной системы вызваны введением системы дозаправки топливом в полете. Дозаправка производится через выдвигающуюся штангу-топливоприемник с использованием магистрали заправки топливных баков под давлением. Для заправки самолета в воздухе необходимо выпустить штангу-приемник, произвести прицеливание и осуществить контакт штанги с конусом-датчиком унифицированного подвесного агрегата заправки (УПАЗ) самолета- заправщика. После надежного захвата штанги конусом начинается процесс дозаправки, и топливо под давлением поступает в магистраль заправки. Самолет Су-24М может и сам использоваться в качестве самолета-заправщика, для этого на восьмую точку подвески устанавливается агрегат УПАЗ-А (“Сахалин"), перекачивающий топливо из его баков через гибкий шланг в баки заправляемой машины.
Самолетное оборудование самолета Су-24М в основном идентично использовавшемуся на самолете Су-24. Основные отличия включают замену комбинированных агрегатов управления консолями стабилизатора КАУ-120 на КАУ-125, установку системы выпуска и уборки штанги-топливоприемника, действующей от третьей автономной силовой гидросистемы. Вследствие установки нового радиоэлектронного оборудования и введения фар подсветки штанги-приемника топлива для осуществлении дозаправки ночью соответствующим образом доработано бортовое электрооборудование.
ОСОБЕННОСТИ СПЕЦИАЛЬНОГО БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ
На самолете Су-24М применена модернизированная прицельно-навигационная система ПНС-24М, установлен бортовой комплекс обороны, более современное радионавигационное и связное оборудование, доработана система объективного контроля и регистрации параметров полета.
ПРИЦЕЛЬНО-НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА ПНС-24М “ТИГР” обеспечивает возможность применения управляемых средств поражения наземных целей с лазерной и телевизионной системами наведения. В связи с этим в состав ПНС-24М включена лазерно-телевизионная прицельная система “Кайра”, заменившая ЭОВ “Чайка”. Кроме того, для обеспечения применения управляемой ракеты Х-59 и корректируемой бомбы КАБ-1500ТК с телевизионно-командной системой наведения предусмотрена возможность установки аппаратуры управления в подвесном контейнере.. Из состава
ПНС исключены теплопеленгатор и телевизионный пеленгатор системы наведения ракеты Х-23. Пассивный радиопеленгатор “Филин” уступил место аппаратуре “Фантасмагория” в подвесном контейнере. Два отдельных высотомера малых и больших высот заменены на единый радиовысотомер PB-2I “Импульс” (А-035).
РАДИОНАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
включает:
радиотехническую систему ближней навигации А-321 “Клистрон” (вместо РСБН-бс “Ромб-1 К”);
радиотехническую систему дальней навигации (РСДН) А-720 “Скип-2”;
автоматический радиокомпас АРК-15М “Тобол” (устанавливался и на последние серии Су-24);
самолетный ответчик СО-69 (вместо СО-63Б);
модифицированную АФС “Пион-ГТ-6М-9” с антенными блоками РСБН “Клистрон” и СО-69.
РАДИОСВЯЗНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ включает командную МВ-ДМВ радиостанцию Р-862, обеспечивающую радиотелефонную связь экипажа с наземными пунктами и другими самолетами (заменила УКВ-радиостан- цию Р-832М) и коротковолновую радиостанцию Р-864Г (вместо Р-847).
АППАРАТУРА БОРТОВОГО КОМПЛЕКСА ОБОРОНЫ (БКО) “КАРПАТЫ” состоит из:
станции радиотехнической разведки СПО-15С “Береза” (Л-006), регистрирующей факт облучения самолета радиолокационными станциями истребителей и зенитных средств противника и определяющей направление на излучающую РЛС (устанавливалась и на последних сериях Су-24);
теплопеленгатора “Мак”, предупреждающего экипаж о пуске ракет классов “воздух-воздух” и “земля-воздух”, установленного на верхней поверхности фюзеляжа за кабиной;
модернизированной станции активных помех радиолокационного диапазона “Гардения”;
автоматической системы отстрела дипольных отражателей и ложных тепловых целей АПП-50 с двумя блоками по 12 патронов калибра 50 мм, размещенными на верхней поверхности фюзеляжа с обеих сторон вертикального оперения;
вычислительно-управляющего устройства.
ОСОБЕННОСТИ ВООРУЖЕНИЯ
Вооружение самолета Су-24М включает стрелковопушечное оружие, бомбардировочные средства поражения, неуправляемые авиационные ракеты, управляемые ракеты классов “воздух-поверхность”, “воздух- РЛС” и “воздух-воздух”. Число и размещение точек подвески вооружения на самолете не изменилось, однако из грузоподъемность несколько увеличилась. Это позволило довести максимальную массу боевой нагрузки до 8000 кг. Основные отличия системы вооружения Су-24М по сравнению с рассмотренным ранее самоле-
ГШ-6-23 (ГШ-6-23М) и три подвесные установки СППУ-6.
НЕУПРАВЛЯЕМОЕ БОМБАРДИРОВОЧНОЕ ВООРУЖЕНИЕ по номенклатуре не отличается от описанного выше, однако в связи с увеличением грузоподъемности точек подвески и общей массы подвесного вооружения до 8000 кг число одновременно подвешиваемых под самолет авиационных бомбардировочных средств поражения увеличено. На самолете Су-24М может быть подвешено 3 авиабомбы ФАБ- 1500, 10 ФАБ-500М-62, 30 ФАБ-250М-54 и 38 бомб калибра 100 кг. Дополнительно обеспечена возможность применения контейнеров малых грузов типа КМГ-У (до 7 штук) с различными боевыми элементами массой от 0.5 до 10 кг.
НЕУПРАВЛЯЕМОЕ РАКЕТНОЕ ВООРУЖЕНИЕ по номенклатуре и числу применяемых НАР аналогично использовавшемуся на самолете Су-24.
УПРАВЛЯЕМОЕ БОМБАРДИРОВОЧНОЕ ВООРУЖЕНИЕ состоит из корректируемых авиационных бомб калибра 500 и 1500 кг. Корректируемые авиабомбы калибра 500 кг могут иметь полуактивную лазерную систему наведения (КАБ-500Л) или телевизионно-корреляционное самонаведение (КАБ-500КР). Корректируемые бомбы калибра 1500 кг имеют полуактив- ное лазерное (КАБ-1500Л) или телевизионно-командное (КАБ-1500ТК) наведение. Всего на самолет можно подвесить семь КАБ-500 (на балочных держателях 3-й группы) и три КАБ-1 500 (на балочных держателях 4-й группы).
УПРАВЛЯЕМОЕ РАКЕТНОЕ ВООРУЖЕНИЕ КЛАССА “ВОЗДУХ-1 ЮВЕРХ- НОСТЬ” И “ВОЗДУХ-РЛС” претерпело значительные изменения. Наряду с применявшимися ранее ракетами с радиокоманд- ны.м наведением появилась возможность подвешивать на самолет УР с лазерным, телевизионным и телевизионно-командным наведением. Номенклатура управляемых ракет класса “воздух-поверхность” самолета
том Су-24 состоят в расширении номенклатуры управляемого ракетного вооружения класса “воздух-поверх- ность”, применении корректируемых авиационных бомб и более совершенных ракет класса “воздух-воз- дух”. В соответствии с этим доработкам подверглась система управления оружием (СУО).
СТРЕЛКОВО-ПУШЕЧНОЕ ВООРУЖЕНИЕ Су-24М полностью соответствует применявшемуся на самолете Су-24 и включает встроенную пушку
Су-24М состоит из:
4 ракет Х-23 (Х-23М) или Х-25МР с радиокоманд- ной системой наведения;
4 ракет Х-25 или Х-25МЛ с полуактивной лазерной системой наведения;
3 ракет Х-29Л с полуактивной лазерной системой наведения;
3 ракет Х-29 Т с телевизионной головкой самонаведения;
УПАЗ "Сахалин" на Су-24МКУПАЗ "Сахалин" на Су-24МК
УПАЗ "Сахалин" на Су-24МК
УПАЗ "Сахалин" на Су-24МК
2-3 ракет Х-59 с телевизионно-командной системой наведения;
6 ракет С-25Л с полуактивной лазерной системой наведения;
2 ракет Х-58 с пассивной радиолокационной головкой самонаведения.
Наведение ракет Х-23 (Х-23М) и Х-25МР на цель осуществляется с помощью радиокомандной аппаратуры “Дельта”, ракет Х-59 и корректируемых бомб КАБ-1500ТК - с помощью аппаратуры управления в подвесном контейнере. Применение ракет Х-25, Х-25МЛ, Х-29Л, С-25Л, а также корректируемых авиабомб КАБ-500Л и КАБ-1500Л обеспе
чивается лазерно-телевизионной системой “Кайра”. Наведение ракет Х-29Т и Х-58 - автономное.
Управляемая ракетаХ-25 имеет массу 316 кг и максимальную дальность пуска до 7 км, снабжается осколочно-фугасной боевой частью массой 135 кг. На ее базе разработана модульная ракета Х-25М, имеющая различные модификации в зависимости от использующейся системы наведения (УР Х-25МР, Х-25МЛ и Др.). По характеристикам они близки к ракете Х-25. Ракеты Х-25, Х-25МЛ, Х-25МР подвешиваются на авиационные пусковые устройства АПУ-68УМ2.
Управляемые ракеты Х-29Л и Х-29Т имеют массу 660-670 кг, осколочно-фугасную или фугасно-проникающую боевую часть массой 320 кг. Максимальная дальность пуска УР Х-29Л составляет 7 км, УР Х-29Т - 13 км.
Управляемая ракета Х-59 имеет массу 760 кг, фугасно-кумулятивную боевую часть массой 147 кг и запускается с дальностей до 40 км. Ракеты Х-29Л, Х-29Т, X- 59 и Х-58 подвешиваются на авиационные катапультные устройства ЛКУ-58-1.
Управляемая ракета С-25Л создана на базе неуправляемого ракетного снаряда С-25-ОФМ и отличается от него наличием блока управления. Масса ракеты немного превышает 400 кг, максимальная дальность пуска достигает 8 км. Ракета применяется из одноразового пускового устройства 0-25.
УПРАВЛЯЕМЫЕ РАКЕТЫ КЛАССА “ВОЗДУХ- ВОЗДУХ” Р-55, применявшиеся на самолете Су-24, уступили место более совершенным УР типа Р-60 или Р-60М с тепловыми головками самонаведения. Ракеты имеют небольшой вес (45 кг), стержневую боевую часть и могут запускаться с дальностей до 10 км. Две ракеты Р-60 (Р-60М) подвешиваются на пусковые устройства АПУ-60 (П-62) под поворотными пилонами консолей крыла.
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ, СИСТЕМ, ОБОРУДОВАНИЯ И ВООРУЖЕНИЯ САМОЛЕТА- РАЗВЕДЧИКА Су-24МР
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ
Самолет-разведчик Су-24МР создан на базе фронтового бомбардировщика Су-24М и практически не отличается от него по общей конструктивно-компоновочной схеме и конструкции основных узлов и агрегатов. Однако в связи с установкой радиолокационной станции бокового обзора, фотооборудования, аппаратуры тепловой и телевизионной разведки определенным доработкам подверглась носовая часть фюзеляжа, нижняя поверхность средней части фюзеляжа, подканальные отсеки воздухозаборников.
В носовой части самолета установлена аппаратура радиолокационной разведки - станция бокового обзора “Штык" с двумя антеннами. Упразднение радиолокатора переднего обзора “Орион” позволило отказаться от большого радиопрозрачного обтекателя сложной формы. Для обеспечения работы радиолокационной аппаратуры на боковых поверхностях носовой части выполнены большие прямоугольные радиопрозрачные панели, конструкция которых позволяет при их снятии производить обслуживание блоков РЛС. Остальная обшивка носового обтекателя выполнена из алюминиевых сплавов, за исключением небольшой части, оставшейся радиопрозрачной, под которой находится антенна смещенного вперед радиолокатора маловысотного полета “Рельеф”.
Изменения конструкции нижней поверхности средней части фюзеляжа вызваны установкой там аэрофотоаппа-
ратов, оборудования телевизионной и тепловой разведки, снятием встроенной пушечной установки и лазерно- телевизионной прицельной системы "Кайра". Это потребовало изменения внешних обводов и применения застекленных панелей большой площади. В специальном обтекателе, выступающем за обводы нижней поверхности фюзеляжа и снабженным несколькими иллюминаторами, установлен панорамный фотоаппарат АП-402 и аппаратура телевизионной разведки “Аист". Фотоаппарат и система выброса отснятой пленки на пролете смонтированы на специальном опускающемся лафете, телевизионное оборудование - на откидывающейся вниз и в сторону части обтекателя, что упрощает эксплуатацию. В отсеке под правым каналом воздухозаборника установлена аппаратура тепловой разведки “Зима" с иллюминатором на нижней поверхности заборника. В аналогичном левом отсеке под определенным углом смонтирован аэрофотоаппарат перспективной съемки А-100, иллюминатор объектива которого размещен в специальном обтекателе, выступающем за обводы воздухозаборника.
В верхней части воздухозаборника радиатора системы кондиционирования, установленного на гаргроте, размещено антенное устройство широкополосного радиоканала оперативной передачи развединформации, снабженное радиопрозрачным обтекателем (на ранних самолетах оно устанавливалось или на фюзеляже, или на вершине киля).
ОСОБЕННОСТИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ, ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ И САМОЛЕТНОГО
ОБОРУДОВАНИЯ
По силовой установке самолет-разведчик Су-24МР не отличается от базового самолета Су-24М. Основное отличие топливной системы состоит в снятии оборудования, позволяющего производить дозаправку других самолетов в полете с помощью агрегата УПАЗ-А. Это вызвано тем, что подфюзеляжные узлы подвески самолета Су-24МР постоянно заняты контейнерами с разведывательной аппаратурой.
В связи с установкой специального разведывательного оборудования, упразднением радиолокатора переднего обзора и ЛТПС “Кайра”, сокращением номенклатуры вооружения соответствующим образом доработаны системы кондиционирования, охлаждения и электроснабжения.
ОСОБЕННОСТИ СПЕЦИАЛЬНОГО БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ
Основными отличиями радиоэлектронного оборудования самолета Су-24МР от предшествовавшего ему фронтового бомбардировщика Су-24М являются преобразование прицельно-навигационной системы ПНС-24М “Тигр” в навигационный комплекс НК-24МР и установка базового комплекса разведки БКР-1. По составу и характеристикам радионавигационного, радиосвязного оборудования, аппаратуры госо- познования, комплекса обороны и объективного кон-
Су-24МР, аэродром Домна (фото В. Максименко)
троля Су-24МР практически полностью соответсвует самолету Су-24М.
НАВИГАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС НК-24МР спроектирован на базе системы ПНС-24М и отличается от нее сокращением функций в части произведения прицеливания и обеспечения применения оружия. В соответствии с упразднением в номенклатуре вооружения самолета средств поражения наземных целей из состава оборудования исключены радиолокационная станция переднего обзора “Орион”, пассивный радиолокационный пеленгатор “Филин", лазерно-телевизионная прицельная система “Кайра”, аппаратура наведения управляемых ракет класса “воздух-поверхность”. В составе навигационного комплекса НК-24МР, таким образом, остались: радиолокатор предупреждения о столкновении с наземными препятствиями “Рельеф", радиовысотомер РВ-21 “Импульс", ДИСС-7, инерциальная система, цифровое вычислительное устройство, система автоматического управления САУ-6 и некоторые другие подсистемы.
РАЗВЕДЫВАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ самолета состоит из:
радиолокационной станции бокового обзора “Штык";
аппаратуры телевизионной разведки “Аист-М";
инфракрасного разведывательного оборудования “Зима";
системы лазерной разведки “Шпиль-2М”;
станции общей радиотехнической разведки “Тангаж”;
аппаратуры радиационной разведки “Эфир-1 М”;
аэрофотоаппаратов АП-402 панорамной и А-100 перспективной съемки.
Для оперативной передачи на наземный приемный пункт разведывательной информации от телевизионного, теплового и лазерного средств разведки на самолете установлен широкополосный радиоканал ШРК-1. Для временной увязки разведывательных данных в состав оборудования самолета включена система единого времени “Севан".
АППАРАТУРА РАДИОЛОКАЦИОННОЙ РАЗВЕДКИ - РЛС бокового обзора “Штык” предназначена для получения радиолокационной карты местности, разведки объектов и выделения наземных целей, обеспечивает регистрацию изображения на фотопленку на борту самолета. Установлена в носовой части фюзеляжа.
АППАРАТУРА ТЕЛЕВИЗИОННОЙ РАЗВЕДКИ “Аист-М" предназначена для ведения телевизионной разведки с малых высот полета с передачей изображения местности на наземные приемные пункты, установлена в обтекателе на нижней поверхности средней части фюзеляжа.
АППАРАТУРА ТЕПЛОВОЙ (ИК) РАЗВЕДКИ "Зима” предназначена для обнаружения, распознования и определения деятельности боевой техники, транспортных средств, инженерных сооружений и военно-промышленных объектов противника по их тепловому излучению, а также для получения тепловой карты местности. Аппаратура обеспечивает регистрацию информации на борту самолета и передачу ее на землю; установлена в отсеке под правым воздухозаборником.
Су-24МР ВВС Украины (фото из архива В.Зенкина)
ОСОБЕННОСТИ ВООРУЖЕНИЯВооружение самолета Су-24МР состоит из двух управляемых ракет класса “воздух-воздух” Р-60 (Р-60М) с тепловыми головками самонаведения. Никакие другие типы авиационных средств поражения с самолета-разведчика применяться нс могут. Встроенная пушечная установка, имевшаяся на самолетах Су-24 и Су-24М, демонтирована. Упрощенной системе управления оружием оставлены функции лишь управления ракетами “воздух-воздух”.ОКРАСКА САМОЛЕТОВ Су-24Для самолета Су-24 и его модификаций принята двухцветная серо-белая схема окраски, выбор которой обусловлен концепцией боевого применения в зоне возможного ядерного удара. Выбор светлых тонов вызван соображениями лучшего отражения лучистой энергии ядерного взрыва и уменьшения заметности самолета на фоне неба и земли.Нижняя поверхность самолета, передние кромки консолей крыла и оперения окрашиваются в белый цвет (близкий по топу к краске типа ES.35164 или F.S.37875, используемой авиамоделистами). Верхняя и боковая поверхности - светло-серые (краска ES.36375 или F.S.36320). Носовой обтекатель РЛС переднего обзора и обтекатели других антенных устройств окрашиваются специальной белой радиопрозрачной краской по отген- ку несколько более темной, чем используемая для нижней поверхности самолета. Ниши шасси окрашиваются светло-серой краской, стойки - белые, а диски колес покрыты изумрудно-зеленой высокотемпературной эмалью. Приборные панели в кабине окрашены в цвет морской волны, приборы и кресла - черные.ОСОБЕННОСТИ ВООРУЖЕНИЯВооружение самолета Су-24МР состоит из двух управляемых ракет класса “воздух-воздух” Р-60 (Р-60М) с тепловыми головками самонаведения. Никакие другие типы авиационных средств поражения с самолета-разведчика применяться нс могут. Встроенная пушечная установка, имевшаяся на самолетах Су-24 и Су-24М, демонтирована. Упрощенной системе управления оружием оставлены функции лишь управления ракетами “воздух-воздух”.ОКРАСКА САМОЛЕТОВ Су-24Для самолета Су-24 и его модификаций принята двухцветная серо-белая схема окраски, выбор которой обусловлен концепцией боевого применения в зоне возможного ядерного удара. Выбор светлых тонов вызван соображениями лучшего отражения лучистой энергии ядерного взрыва и уменьшения заметности самолета на фоне неба и земли.Нижняя поверхность самолета, передние кромки консолей крыла и оперения окрашиваются в белый цвет (близкий по топу к краске типа ES.35164 или F.S.37875, используемой авиамоделистами). Верхняя и боковая поверхности - светло-серые (краска ES.36375 или F.S.36320). Носовой обтекатель РЛС переднего обзора и обтекатели других антенных устройств окрашиваются специальной белой радиопрозрачной краской по отген- ку несколько более темной, чем используемая для нижней поверхности самолета. Ниши шасси окрашиваются светло-серой краской, стойки - белые, а диски колес покрыты изумрудно-зеленой высокотемпературной эмалью. Приборные панели в кабине окрашены в цвет морской волны, приборы и кресла - черные.
ОСОБЕННОСТИ ВООРУЖЕНИЯ
Вооружение самолета Су-24МР состоит из двух управляемых ракет класса “воздух-воздух” Р-60 (Р-60М) с тепловыми головками самонаведения. Никакие другие типы авиационных средств поражения с самолета-разведчика применяться нс могут. Встроенная пушечная установка, имевшаяся на самолетах Су-24 и Су-24М, демонтирована. Упрощенной системе управления оружием оставлены функции лишь управления ракетами “воздух-воздух”.
ОКРАСКА САМОЛЕТОВ Су-24
Для самолета Су-24 и его модификаций принята двухцветная серо-белая схема окраски, выбор которой обусловлен концепцией боевого применения в зоне возможного ядерного удара. Выбор светлых тонов вызван соображениями лучшего отражения лучистой энергии ядерного взрыва и уменьшения заметности самолета на фоне неба и земли.
Нижняя поверхность самолета, передние кромки консолей крыла и оперения окрашиваются в белый цвет (близкий по топу к краске типа ES.35164 или F.S.37875, используемой авиамоделистами). Верхняя и боковая поверхности - светло-серые (краска ES.36375 или F.S.36320). Носовой обтекатель РЛС переднего обзора и обтекатели других антенных устройств окрашиваются специальной белой радиопрозрачной краской по отген- ку несколько более темной, чем используемая для нижней поверхности самолета. Ниши шасси окрашиваются светло-серой краской, стойки - белые, а диски колес покрыты изумрудно-зеленой высокотемпературной эмалью. Приборные панели в кабине окрашены в цвет морской волны, приборы и кресла - черные.
ОСОБЕННОСТИ ВООРУЖЕНИЯ
Вооружение самолета Су-24МР состоит из двух управляемых ракет класса “воздух-воздух” Р-60 (Р-60М) с тепловыми головками самонаведения. Никакие другие типы авиационных средств поражения с самолета-разведчика применяться нс могут. Встроенная пушечная установка, имевшаяся на самолетах Су-24 и Су-24М, демонтирована. Упрощенной системе управления оружием оставлены функции лишь управления ракетами “воздух-воздух”.
ОКРАСКА САМОЛЕТОВ Су-24
Для самолета Су-24 и его модификаций принята двухцветная серо-белая схема окраски, выбор которой обусловлен концепцией боевого применения в зоне возможного ядерного удара. Выбор светлых тонов вызван соображениями лучшего отражения лучистой энергии ядерного взрыва и уменьшения заметности самолета на фоне неба и земли.
Нижняя поверхность самолета, передние кромки консолей крыла и оперения окрашиваются в белый цвет (близкий по топу к краске типа ES.35164 или F.S.37875, используемой авиамоделистами). Верхняя и боковая поверхности - светло-серые (краска ES.36375 или F.S.36320). Носовой обтекатель РЛС переднего обзора и обтекатели других антенных устройств окрашиваются специальной белой радиопрозрачной краской по отген- ку несколько более темной, чем используемая для нижней поверхности самолета. Ниши шасси окрашиваются светло-серой краской, стойки - белые, а диски колес покрыты изумрудно-зеленой высокотемпературной эмалью. Приборные панели в кабине окрашены в цвет морской волны, приборы и кресла - черные.
АППАРАТУРА ЛАЗЕРНОЙ РАЗВЕДКИ “Шпиль- 2М” предназначена для ведения разведки местности с малых высот в любое время года и суток. Обеспечивает выдачу информации для передачи ее на наземный пункт, а также фоторегистрацию на борту. Аппаратура размещается в подвесном контейнере.
АППАРАТУРА ОБЩЕЙ РАДИОТЕХНИЧЕСКОЙ РАЗВЕДКИ “Тангаж” предназначена для ведения радиотехнической разведки с целью определения типов и местоположения источников радиоизлучения. Устанавливается в подвесном контейнере.
АППАРАТУРА РАДИАЦИОННОЙ РАЗВЕДКИ “Эфир-1М" определяет радиационное заражение местности или воздуха в зависимости от высоты полета самолета-разведчика в любых метеоусловиях и любое время суток с регистрацией информации на ленте и передачей ее на землю. Размещается в подвесном контейнере.
ФОТООБОРУДОВАНИЕ. Кадровый аэрофотоаппарат А-100 предназначен для перспективной аэрофото- сьемки с малых высот, устанавливается в отсеке под левым воздухозаборником. Панорамный фотоаппарат АП-402 служит для выполнения аэрофотосъемки широкой полосы местности, размещен на лафете под центральной частью фюзеляжа. Проявленный на борту фотоматериал '"брасывается на землю в специальной капсуле.
Основной объем разведывательного оборудования (аппаратура радиолокационной, телевизионной, тепловой и фоторазведки) размещается постоянно на борту самолета. На восьмой точке подвески под фюзеляжем устанавливается контейнер либо с лазерным, либо с радиотехническим разведывательным оборудованием. Контейнер с аппаратурой радиационной разведки подвешивается на поворотный пилон правой подвижной части крыла.
Бортовые номера (обычно двузначные) наносятся белой краской без обводки на боковые поверхности воздухозаборников и иногда дублируются в верхней части вертикального оперения. Знаки государственной принадлежности - красные звезды с белой окантовкой - наносятся на верхнюю и нижнюю поверхности обеих поворотных консолей и обе стороны киля. На боковой поверхности фюзеляжа в районе кабины может быть нанесена “фирменная" эмблема ОКБ П.О.Сухого.
На самолетах Су-24М и его модификациях используется так называемая окраска сокрытия конструктивных
изменений, заключающаяся в данном случае в нанесении за обтекателем РПО дополнительного белого кольца, маскирующего удлинение носовой части по сравнению с самолетом Су-24.
Самолеты Су-24МК в экспортном исполнении могут иметь камуфляжную окраску из темно-зелено-коричне- вых пятен на коричневом фоне, нижняя и боковая поверхности при этом окрашиваются в светло-голубой цвет. Такая же схема окраски может встречается и в некоторых частях российских ВВС.
Су-24М (фото С.Катаева)
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Су-24 И ЕГО МОДИФИКАЦИЙ
ХАРАКТЕРИСТИКИ
Су-24
Су-24М
Су-24МР
Су-24МП
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
Длина с ПВД, м
Размах крыла, м:
22.67
' 24.594
24.594
24.594
- при Х=69“
10.366
10.366
10.366
10.366
-при х=16"
Площадь крыла, м2:
17.638
17.638
17.638
17.638
- при х=69”
" 51.0
" 51.0
" 51.0
' 51.0
- при Х=16"
55.16
55.16
55.16
55.16
Высота на стоянке, м
5.92
6.193
6.193
6.193
" МАССОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Масса пустого самолета, кг
21200
'22300
22100
'21900
Нормальная взлетная масса, кг
32300
33500
33300
32400
Максимальная взлетная масса, кг
39700
39700
39700
39700
Нормальная посадочная масса, кг
24000
24500
25000
24500
Предельная посадочная масса, кг
28000
28000
28000
28000
Масса топлива во внутренних баках
-
-
-
(плотность топлива 0.825 г/см3), кг
9800
9800
9800
9800
Максимальная масса боевой нагрузки, кг
7000
8000
ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ
Максимальная скорость полета
на высоте 200 м без подвесок, км/ч
1400
1400
1320
1320
Максимальная скорость полета
на большой высоте, км/ч
1700
1700
1430
1430
Максимальное число М
1.6
1.6
1.35
1.35
Практический потолок, м
11000
11000
11000
11000
Тактический радиус действия при полете на высоте 200 м
с расчетной боевой нагрузкой и ПТБ, км
600
560
650
680
Перегоночная дальность полета с ПТБ, км
3055
2850
2500
Максимальная эксплуатационная перегрузка
6.5
6.5
6.5
6.5
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Длина разбега самолета
с нормальной взлетной массой, м
850...90О
1150...1250
1100...1200
1100...1200
Длина пробега самолета с нормальной посадочной массой
и использованием тормозных парашютов, м
8ОО...850
950... 1000
1000...1100
950... 1000
Скорость отрыва, км/ч
300...310
300...310
300...310
300...310
Посадочная скорость, км/ч
280...290
280...290
280...290
280...290
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
Тип двигателей
' АЛ-21 Ф-3
АЛ-21 Ф-3
АЛ-21 Ф-3
АЛ-21 Ф-3
Тяга двигателей, кгс
2x11200
2x11200
2x11200
2x11200
Тб-1 (фото ОКБ Сухого)
Т6-2И (фото ОКБ Сухого)
▲ 16-27 с Х-29Л и Х-23 (фото ОКБ Сухого)▲ 16-27 с Х-29Л и Х-23 (фото ОКБ Сухого)Т6-М8 (фото ОКБ Сухого) ▼Т6-М8 (фото ОКБ Сухого) ▼
▲ 16-27 с Х-29Л и Х-23 (фото ОКБ Сухого)
▲ 16-27 с Х-29Л и Х-23 (фото ОКБ Сухого)
Т6-М8 (фото ОКБ Сухого) ▼
Т6-М8 (фото ОКБ Сухого) ▼
Су-24 МК (фото С. Сергеева)
Су-24М в Берлине (фото П. Бутовского)
Су-24МК (фото С. Сергеева)
Су-24М с выпущенным тормозным парашютом (фото Д.Гринюка)
▲ Су-24М на бомбометанииДемонстрация дозаправки Су-24М
(фото С. Скрынникова)от Ил-78. Авиабаза Кубинка ▼
САМОЛЕТ В ДЕТАЛЯХ
Су-24МР
СППУ-63
Со/
ПТБ-30002
"CD"
БД4-У
ПТБ-20001
БД4-У
АБ-10038
С^З
cQo
^э
МБДЗ-У6
ФАБ-250 М-54 30
ОО
С^
oo
МБДЗ-У6
ФАБ-250 М-62 16
ОО
ОО
о о
ОО
с^Р
oo
МБДЗ-У6
АБ-50010
ОО
О
О О
ОО
ЬДЗ-У
ЗБ-5007
о
о
о
О
о
о
о
ЬДЗ-У
РБК-2508
о
О
о
о о
о
о
о
ЬДЗ-y
КМГУ-27
о
о
о
о
о
о
о
ьдз-у
КАБ-5007
о
о
0
о
0
0
о
ЬДЗ-У
КАБ-15003
CD
БД4-У
УБ-32А (С-5) 6x32
(2)
ОО
CD CD
БДЗ-У
Б-8М(С-8) 6x20
ОО
ОО
CD •
БДЗ-У
Б-13Л(С-13) 6x5
о
ОО
ОО
ЬДЗ-У
С-24Б4
X
БДЗ-У
С-25-0Ф6
ОО
Q
0-25
Х-23М4
^с
DC
АПУ-68УМ2
Х-25МЛ4
DC
АПУ-68УМ2
Х-25МР4
DC
DC
АПУ-68УМ2
Х-282
-О-
ПУ-28
Х-29Л/Т3
DC
АКУ-58
Х-313
DC
АКУ-58
Х-58У2
DC
АКУ-58
Х-592
DC
АКУ-58
Р-602
X
АПУ-60
УПАЗ1
0
ПК-91
(2D
"Фантасмагория" 1
ПВД и антенны системы “Филин” на Су-24ПВД и антенны системы “Филин” на Су-24
ПВД и антенны системы “Филин” на Су-24
ПВД и антенны системы “Филин” на Су-24
ПВД с датчиками ДУАС на Т6-2И
ПВД и антенны системы “Филин” на Су-24 (вариант)
Головная часть Су-24 11-й серии,
Приборная доска Су-24 27-й серии
Левая панель кабины Су-24МК
Основная опора шасси Тб-1
ЛТПС “Кайра” на Су-24М
перспективной съемки на Су-24МР
Поворотный пилон с АПУ-60-2 под ракеты Р-60
Подвеска бомб ОФАБ-100-120 на сдвоенном пилоне Су-24 11-й серии
Поворотная часть крыла и хвостовое оперение Су-24МК
Х-25
Контейнер “Зима”
Контейнер “Эфир”
У ПАЗ “Сахалин”
Опытный самолет Т6-27 с макетами ракет Х-29Л и Х-23, участвовавший в программе испытаний фронтового бомбардировщика Су-24М
СО со
Фрагмент носовой части самолета Су-24 МП (вид сверху)
Опознавательный знак ВВС Украины
Самолет-постановщик помех Су-24МП ВВС Украины
Фронтовой Бомбардировщик Су-24
Фронтовой бомбардировщик Су-24МК (бортовой номер 93) в камуфляжной окраске с двумя подвесными баками ПТБ-3000 и подвесным агрегатом заправки УПАЗ.
Авиабаза Кубинка
II
I
I
OK
Фронтовой Бомбардировщик Cv-24
ЛИТЕРАТУРА
Василец А. Улетают бомбардировщики И Красная звезда. 18 июня 1989.
Васильченко С., Войнов А. Учение "Восход-93": прыжок через шесть часовых поясов Н Авиация и космонавтика. 1993. N 8.
Виноградов Р, Пономарев А. Развитие самолетов мира. - М.:Машиностроение, 1991.
Гордон Е. Грозный "Фехтовальщик" И Аэрохобби. 1994. N 2.
Ильин В. Военная авиация России и США. Современное состояние и ближайшие перспективы И Авиация и космонавтика. 1994. Выпуск 3.
Кричевцов А. Есть и самолеты счастливой судьбы И Красная звезда. 25 августа 1990.
Кричевцов А. "Ночной пират" на свету И Крылья Родины. 1991. N 4.
Кузьмина Л. Конструктор Сухой. - М.:Воениздат, 1993.
Левин М. "Штыки" и "шпили" "Су" И Крылья родины. 1993. N 1.
Логвинов Л., Рудницкий Ю. Самолет Су-24 с крылом изменяемой стреловидности И Техника воздушного флота. 1990. N 2.
Логвинов Л., Яковлев В. Фронтовой бомбардировщик Су-24 И Авиация и космонавтика. 1991. N 5.
Манушкин А. Су-24МР: воздушный разведчик И Красная звезда. 28 декабря 1992.
Нешкумай Н. Увеличивая дальность полета И Авиация и космонавтика. 1991. N 8.
Российская авиационно-космическая выставка Мосаэрошоу-92 И Техническая информация ЦАГИ. Специальный выпуск. 1992. N 19-21.
Самолеты "Су" / Антонов В., Барковский В., Гордюков Н. и др. - М.:Издательский отдел ЦАГИ, 1993.
Butowski Р. Su-24 // NowaTechnika Wojskowa. 1993. N 5, 6.
Butowski P. Lotnictwo wojskowe Rosji. - Warszawa: Lampart, 1995.
Fricker J. Fencer Unveiled H Air International. 1992. N 9.
Gordon J. Su-24 П Przeglad konstrukcji lotniczych. 1993. N 2.
Jane's all the World Aircraft 1994-1995 / edited by M.Lambert. - London, 1994.
Lafon G. Sukhoi Su-24 Fencer, the soviet Tornado // Interavia. 1981. N 10.
Marmain J. The Su-24MR - 'Moscow's Eye' П Jane's Intelligence Review. 1993. N 1.
Panyalev G. Su-24 Fencer a closer look H International Defense Review. 1981. N 6.
Suchoi Su-24 // Flieger Revue. 1989. N 4.
Suchoi Su-24 П Plug Revue + flugwelt. 1981. N 10.
Sukhoi's pivotal interdictor Su-24 Fencer П Air International. 1981. N 1.
Szu-24 Fencer H Repules. 1989. N 7.
World’s Air Forces // Flight International. 24-30 November 1993. Vol. 144. N 4397.
При подготовке издания также использовались: фотоматериалы из архивов семьи Лаврентьевых, А.Михеева, К.Мордвинцева, В.Максименко, О.Самойловича, А.Оссовского, В.Щербакова, А.Аксенова, Д.Родина, С.Сергеева, Д.Баранова; архивные материалы АООТ "ОКБ Сухого"; материалы экспозиций выставок авиационной техники в Москве, Жуковском, Кубинке (1989-1994 гг.), Мосаэрошоу-92, МАКС-93, архивные материалы ЦДАиК им. М.В.Фрунзе, научно-мемориального музея Н.Е.Жуковского, Музея ВВС в Монино, рекламные проспекты АООТ "ОКБ Сухого" и Авиаэкспорта.
СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ . . з
ИСТОРИЯ СОЗДАНИЯ И РАЗВИТИЕ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА4
ПРЕДШЕСТВЕННИКИ 4
КОРОТКИЙ ВЗЛЕТ 8
ИЗМЕНЯЕМАЯ ГЕОМЕТРИЯ11
ИСПЫТАНИЯ . . . . 14
“ЭМКА” 19
ВАРИАНТЫ, ВАРИАНТЫ 22
ЗА РУБЕЖОМ .. 24
В СТРОЮ 25
В ЦЕНТРЕ ВНИМАНИЯ26
ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО МОДИФИКАЦИЙ 29
ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ, СИСТЕМ, ОБОРУДОВАНИЯ И ВООРУЖЕНИЯ САМОЛЕТА Су-24 29
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ, СИСТЕМ, ОБОРУДОВАНИЯ И ВООРУЖЕНИЯ САМОЛЕТА Су-24М 43
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ, СИСТЕМ, ОБОРУДОВАНИЯ И ВООРУЖЕНИЯ САМОЛЕТА-РАЗВЕДЧИКА Су-24МР 47
ОКРАСКА САМОЛЕТОВ Су-2450
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Су-24 И ЕГО МОДИФИКАЦИЙ.52
САМОЛЕТ В ДЕТАЛЯХ 61
ЛИТЕРАТУРА. .. . 87
15
Авиабомбы ОФАБ-100-120
ронтовой бомбардировщик Су-24М
овой Бомбардировщик Су-24
Фронтовой Бомбардировщик Су-24
Отпечатано с оригинал-макета издательства “Гончарь” в ИПО “Лев Толстой”. Зак. 45
300061 г. Тула, ул. Ф. Энгельса, 150.
Подписано в печать
Формат 60x90 1/8. Тираж 2000.
Гарнитура Гарамонд. Печать офсетная.
НПЦ “Стрелец”. 125475 Москва, а/я 5. ЛР № 161178
ISBN 5-86410-004-8
POLYGON
ФРОНТОВОЙ БОМБАРДИРОВЩИК
Л ВИ Л Ц И О II И А Я С Е Р и Я
К Р А С И Ы fl Ф Л А Г
Предлагаемый вниманию читателей очередной выпуск POLYGON посвящен фронтовому бомбардировщику Су-24.
Как и в предыдущих изданиях, здесь Вы познакомитесь с историей создания и испытаний одного из лучших образцов современной отечественной боевой техники. Множество документальных фактов, анализ развития конструкции и модификаций заинтересуют как компетентных специалистов, так и всех любителей авиации.
Появление книги в ее настоящем виде стало возмоУсным благодаря бескорыстной помощи многих людей, в первую очередь создателей и испытателей самолета - непосредственных участников и очевидцев описываемых событий. Авторский коллектив выраУсает особую благодарность В. С. Ильюшину, С.А. Микояну,
О. С. Самойловичу, А.Н. Оссовскому, В.И. Антонову, В.И. Щербакову, П.В. Плунскому, В.Н. Зенкину, В.Г. Яковлеву, Е.Г. Новикову, С.А. Панину, Е.Н. Рудакасу за воспоминания и ценные замечания, значительно повлиявшие на содержание книги, сотрудникам НАПО и новосибирского филиала АООТ “ОКБ Сухого”, а такУсе А.Ю. Аксенову, Д.В.Баранову, Д.Н.Баранову, В.П.Бельцову, А.Л.Бочарову, А.В.Волкову, В.В.Волковой, А.А.Горохову, Н.В.Громцеву, М.В.Захарову, И.Р.Кондратенко, М.Р.Кондратенко, О.П.Максимовой, А.Б.Маховой, С.В.Махову, КА.Мордвинцеву, И.Л.Пучкову, Г.П.Сидоровой, Е.ИЛютиной, С.В.Халатовой, А.Г.Шныреву за помощь в подготовке издания.
М.А.Куликов
Рецензенты А.В. Каневский, специалисты АООТ “ОКБ Сухого": В.И. Антонов, В.Н. Зенкин, П.В. Плунский, В.Г. Яковлев
Рисунок на первой странице обложки А.А. Жирнова
Фото в тексте А.В. Михеева
Фото на четвертой странице обложки С.А. Скрынникова
Верстка А.Л. Романова
Редактор Р.В. Долгополова
© POLYGON, "Стрелец”, Книги для моделистов, 1996 Копирование, озвучание и размножение текста, а также графического материала данного издания без письменного разрешения издателей запрещаются на основании законов об авторском праве.
Copyright © POLYGON, “Стрелец”, Books for modellers, 1996. All rights reserved. No part of this publication may be reproduced, stored in a retrieval system, transmitted in any form by any means electrical, mechanical or photocopyed, recorded or otherwise without prior written perrmission of the publishers.
ISBN 5-86410-004-8
POLYGON Miwwrcn зарегнсгриронашюй тортиой маркой издагсльстиа ГОНЧАР Ь.
POLYGON is a roistered trademark of GONCHAR PUBLISHING HOUSL.
POLYGON
АВИАЦИОННАЯ СЕРИЯ «КРАСНЫЙ ФЛАГ»
Су-24
Графика А. Михеева, В. МаксименкоЦветные иллюстрации К. РатниковаТекст А. Фомина
Москва
1996
Герой Советского Союза Заслуженный летчик-испытатель СССР генерал-майор авиации
Владимир Сергеевич Ильюшин - к читателю
У Вас в руках книга об очень интересном самолете ОКБ Павла Осиповича Сухого Су-24. Правда, надо заметить, что все без исключения самолеты этого ОКБ заслуживают особого внимания.
К изложенным в книге фактам можно добавить еще массу интересных подробностей, как трагических, так и смешных, имевших место при испытаниях этой машины. Вот один из таких эпизодов.
... Был завершающий полет по программе испытаний автомата выпуска тормозных парашютов в воздухе перед касанием бетона. От самопроизвольного выпуска парашютов было введено две блокировки: при полной уборке оборотов, то есть при постановке РУД на упор "малого га- заС и при высоте менее одного метра по чрезвычайно надежному и очень точному изотопному высотомеру малых высот. Первые полеты для безопасности выполнялись без выпуска парашютов, сигнал на выпуск подавался на посадочные фары, и по их загоранию можно было судить о реальной высоте срабатывания системы, что и фиксировалось кинотеодолитами. Затем - нормальные посадки с реальным выпуском парашютов. Все шло отлично.
Выполняю нормальный заход на посадку. Настроение, под стать погоде, великолепное. Иду точно по глиссаде снижения: высота 100, 60, 40 метров. И вдруг толчок и самолет начинает резко тормозиться, уменьшать угол атаки и терять высоту. Вижу землю прямо перед собой! Мгновенно ручку - на себя (это объяснимо - рефлекс). Полные форсажи! Слава Богу, включились без задержки! Самолет начинает поднимать нос, но продолжает падать... Удар хвостом о бетон, потом падение на главные ноги и резкое опускание носа на переднюю стойку. Тук-тук-тук. От удара левая рука срывается с секторов газа. Самолет с включенными полными форсажами на трех ногах несется по полосе, резко увеличивая скорость. Наконец поймал сектора и буквально сдергиваю их на холостой ход. Торможу и останавливаюсь. Начинают трястись колени и руки. Мой дублер, Володя Кречетов, он сегодня был у меня за штурмана, белый как мел, безучастно смотрит перед собой. Представляю, каково было ему! Я хотя бы был занят. После детального анализа стало ясно, что альтернативы моим действиям просто не было. Полет мог стать действительно последним...
В заключение мне хочется назвать некоторых людей, которые были создателями этого чуда - самолета Су-24.
Это летчики-испытатели: Женя Соловьев, Володя Кречетов, Саша Исаков, Саша Комаров. Штурманы-испытатели: Коля Алферов, Володя Белых, Саша Иванов.
Главный конструктор: Е.С.Фельснер.
Тогда заместитель главного конструктора, а ныне Генеральный конструктор ОКБ Сухого М.П.Симонов.
Начальник отдела летных испытаний М.И.Шейгам.
Ведущие конструкторы: В.М.Торчинский, Р.ТЯрмарков, ЛА.Рюмин, В.П.Иванов, В.И.Пирогов, В.С.Конохов, В.Н.Мизгер, А.А.Хевеши.
Авторы всего электронного комплекса: ЕА.Зазорин, Д.М.Зайдлер, К.Г.Фильштейн, Г.А.Гильбертон.
И, конечно, многие сотни, если не тысячи, не названные здесь.
Пожелаем же здоровья и больших успехов всем ныне здравствующим, а погибшим и ушедшим от нас - вечная благодарность и память.-
Владимир Ильюшин