Авиация и время 2014 06

Фюзеляж – полумонокок круглого поперечного сечения, максимальный диаметр которого 1550 мм. Кроме стрингеров, продольный силовой набор фюзеляжа включает 6 лонжеронов. Конструктивно фюзеляж состоит из передней и хвостовой секций, которые состыкованы посредством шести пар узлов, представляющих собой фитинги на лонжеронах. В фюзеляже расположены: кабина летчика, 4 топливных бака, агрегаты самолетных систем, блоки оборудования и двигатель. Воздухозаборник двигателя – лобовой сверхзвуковой, оснащен подвижным центральным конусом и противопомпажными створками. Кабина летчика герметичная вентиляционного типа,закрыта прозрачным фонарем, состоящим из переднего неподвижного козырька и крышки, откидывающейся назад на угол 50". Открытие и закрытие фонаря производятся с помощью двух пневмоцилиндров, установленных за задней стенкой кабины. В открытом положении крышка фонаря фиксируется, и при этом разрешается рулить после посадки, если боковая составляющая ветра не более 15 м/с. В кабине установлено катапультируемое кресло КС-4-32, обеспечивающее аварийное покидание самолета в воздухе, а также на разбеге и пробеге при скоростях более 140 км/час. Перед кабиной воздушный канал разделяется на два рукава овального сечения, которые огибают кабину и соединяются далее в один канал круглого сечения. К фюзеляжу крепятся передняя стойка шасси, консоли крыла и стабилизатора, киль. Ниша убранного положения передней опоры шасси располагается под кабиной летчика. На нижней поверхности фюзеляжа имеются узлы для крепления балок подвески вооружения, подфюзеляжных топливных баков и контейнера со спецоборудованием. В зонах выходов из крыла стволов пушек к обшивке фюзеляжа приклепаны накладки из жаропрочной стали. На хвостовой секции фюзеляжа расположены четыре тормозных щитка, а под рулем направления – контейнер с тормозным парашютом. Максимальный угол отклонения тормозного щитка – 50'.

Крыло самолета – свободнонесущее, установлено под углом Г. Угол его поперечного «V» равен -3”. Консоль крыла состоит из неподвижной части (НЧК) со стреловидностью по передней кромке 63° и поворотной части (ПЧК), стреловидность которой по передней кромке изменяется в пределах от 30° (взлетно-посадочная конфигурация) до 63°. Главный шарнир (ГШ) консоли расположен на 50% полуразмаха крыла при максимальной его стреловидности. Маневрирование и полет на дальность могут производиться в промежуточной конфигурации крыла – стреловидность ПЧК по передней кромке 45°. Поворот подвижных частей крыла осуществляется специальным приводом ГМП-22, состоящим из двух соединенных между собой валом синхронизации гидромоторов с шариковинтовыми преобразователями. Этот привод работает от двух гидросистем. При падении давления в обеих системах крыло фиксируется в том положении, в котором произошел отказ.

Силовая конструкция неподвижной части крыла – однолонжеронная с подкосной балкой. На верхней поверхности каждой НЧК установлены два аэродинамических гребня, а на нижней располагаются два пилона для установки держателей подкрыльевых подвесок. Внешний пилон интегрирован с внешним аэродинамическим гребнем, а внутренний выполнен съемным. В корневой зоне каждой НЧК располагаются: отсек вооружения с пушкой НР-30, а за ним – ниша убранного положения основной опоры шасси. Часть задней кромки НЧК оснащена однощелевым выдвижным закрылком. При выпуске он отклоняется вниз на 25°.

Контейнер комплексной разведки ККР-1. Справа – его носовая часть

Разбитый Су-17М4Р (борт 50) из 48-го ОГРАП. Аэродром Скнилов 27 июля 2002 г.

Поворотная часть крыла кессонной конструкции. Ее продольный силовой набор состоит из лонжерона, присоединенного к узлу ГШ, двух стенок и стрингеров. Внутри каждой ПЧК имеется топливный бак-отсек. Вдоль передней кромки поворотной части по всему размаху располагается трехсекционный предкрылок, а вдоль задней кромки – внешний однощелевой закрылок и элерон. Угол отклонения предкрылков – 10°, внешних закрылков – до 26°. Эти закрылки выпускаются только при минимальной стреловидности ПЧК, и увеличение стреловидности при выпущенных вшешних закрылках блокируется. Элероны выполнены с осевой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. Углы их отклонения +/-22°.