Авиация и время 2014 06

Хвостовое оперение свободнонесущее, состоит из цельноповоротного стабилизатора и киля с рулем направления. Стреловидность стабилизатора и вертикального оперения по линии 25% хорд составляет 55°. Угол установки стабилизатора равен -1,5°. Каждая консоль стабилизатора шарнирно закреплена на полуоси, которая ориентирована под углом 41,5° к плоскости симметрии самолета и управляется своим бустером. Углы отклонения стабилизатора – от 10,5° вверх до 26,5' вниз. На обеих консолях стабилизатора закреплены противофлаттерные грузы. Руль направления имеет весовую балансировку и отклоняется с помощью бустера в пределах +/-2Ь°. Законцовка киля выполнена радиопрозрачной, внутри размещается антенна связной радиостанции.

Шасси самолета трехопорное с носовым колесом. Основные опоры убираются поворотом к продольной оси самолета в крыло, передняя – против полета в фюзеляж. Все стойки шасси полурычажного типа с воздушно-масляными амортизаторами. На основной стойке установлено одно колесо высокого давления марки КТ-69-410Ш (размер 880x230 мм) с дисковым тормозом, на передней – одно нетормозное колесо высокого давления марки К2-106А (660x200 мм). Передняя опора шасси – управляемая. Механизмом разворота колеса (МРК)управляет летчик посредством педалей. При отключенном МРК разворот самолета осуществляется с помощью тормозов основных колес шасси.

Колея шасси – 3830 мм, база – 5376 мм.

Силовая установка. На самолете установлен один турбореактивный двигатель АЛ-21Ф-3 с форсажной камерой. Статическая тяга двигателя на максимальном режиме – 7800 кгс, на режиме полного форсажа – 11200 кгс, а удельный расход топлива – 0,86 и 1,86 кг/кгс ч, соответственно. Длина двигателя (с форсажной камерой) – 5340 мм, максимальный диаметр 1030 мм, сухая масса – 1580 кг. Двигатель-одноконтурный одновальный, включает осевой 14-ступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания с 12-ю жаровыми трубами, трехступенчатую турбину, прямоточную форсажную камеру с тремя кольцами стабилизаторов пламени и регулируемое всережимное реактивное сопло. Он оснащен гидромеханической системой автоматического управления. Запуск двигателя производится турбостартером.

Закабинный отсек БЦВМ «Орбита-22» и тормозные щитки на Су-22М4

Основные летно-технические характеристики вариантов самолета Су-17
	Су-17	Су-17М	Су-17М2	Су-17МЗ	Су-17М4	Су-17УМ
Длина самолета с ПВД. м	18.097	18.726	18.868	19.026	19.026	19.003
Длина самолета без ПВД, конус убран, м	16.417	17,118	17,400	17,395	17,395	17,395
Высота самолета на стоянке, м	4.962	4.856	4.856	4.889	4.889	4.900
Площадь крыла. м^2(у = 30°/63°)	38.5/34.5
Размах крыла. м (у = 30°/63°)	13.7/10.04
Макс. взлетная масса, кг	16250	17260	19000	19470	19700	18510
Пред. посадочная масса, кг	14200	14400	14730	14800	14800	14800
Масса пустого самолета, кг	9950	9862	10445	10730	10670	10900
Макс. масса нагрузки, кг	2500	3800	4000	4000	4070	н.д.
Максимальная скорость без подвесок, км/ч. на высоте 200 м- на высоте 12000 м	12002160	13502230	13502230	13502120	13501860	13502020
Практ. дальность полета без подвесок (Н>10000м, V=550/530 км/ч), км	980	1615	1615	1650	1650	1200
Потолок (с 20% остатком топлива), м	16350	16500	14700	14000	15200	н.д.
Тип двигателя	АЛ-7Ф-1-250	АЛ-21Ф-3
Тяга максимал./Форсаж.. кгс	6800/9600	7800/11200

Топливо (керосин марок Т-1, ТС-1 или их смесь) размещается в четырех фюзеляжных и двух крыльевых баках. Емкость топливной системы – 4740 л. Кроме того, до 3500 л топлива самолет может нести в четырех подвесных топливных баках. На двух фюзеляжных держателях и двух крыльевых пилонах могут быть установлены ПТБ по 600 или 800 л. Два ПТБ большей емкости (1150 л) могут подвешиваться только под фюзеляж.

Гидросистема самолета обеспечивает привод ПЧК, выпуск-уборку шасси, закрылков, предкрылков и тормозных щитков, управление конусом воздухозаборника и противопомпажными створками, питание бустеров элеронов, стабилизатора и руля направления. Она состоит из двух автономных систем – первой и второй. Рабочее давление – 215 кг/см^2 . Во второй гидросистеме установлена аварийная насосная станция НС-3.