Авиация и космонавтика 2005 12

В ЛИИ МАП имеется в летном состоянии самолет Су-17 с двигателем ТР-3, готовый к испытаниям ещё в августе 1949 года. Но указанном самолете можно заблаговременно провести летные испытания и доводку двигателя ТР-3 точно в тех же условиях, в каких этот двигатель будет работать на новых опытных самолетах истребителях с тем, чтобы избежать дефектов и задержки внедрения в серийное производство двигателей ТР-3 конструкции т. Люлька кок это было с двигателем ВК-1.

В связи с этим, считаю крайне целесообразным проводить полеты самолета Су-17 с двигателем Люльки с тем, чтобы выявить работу двигателя на больших скоростях, а также и на больших высотах, проверить работу автоматики двигателя но большой скороподъемности самолета.

Докладывая на Ваше решение, прошу указаний т. Хруничеву».

10 июня 1950 года постановлением правительства был утвержден план опытного самолетостроения на 1950- 51 годы, один из пунктов которого требовал от И.О. начальника ЛИИ И В.- Острославского принять для проведения летно-исследовательских работ:

«… истребитель конструкции т.Сухого со стреловидным крылом 50, с двигателем т. Люлька с тягой 4600кг, с отделяемой кабиной – для отработки двигателя в полете на больших скоростях и проведения летных исследований средств спасения пилота, с проверкой отделяемой кабины в воздухе…».

В конце июня самолет Су-17 по акту был передан в ЛИИ МАП. К этому моменту на самолете, не имевшем надлежащего ухода, потеряли герметичность гидравлическая и топливная системы, а на обшивке появились очаги коррозии. По этой же причине, по мнению А.М.Люльки, требовалась переборка и осмотр узлов двигателя ТР-3. Кроме того, по результатам испытаний двигателя ТР-3 на летающей лаборатории возникла необходимость доработки установки его на самолете Су- 17 с тем, чтобы обеспечить:

– надежный продув подкапотного пространство;

– слив остатков топлива из двигателя и подкапотного пространства при неудавшемся запуске;

– вынос среза реактивного сопла за пределы ХЧФ

Выполнить эти работы могли только специалисты ОКБ П.О.Сухого, к этому времени «разбросанные» по другим организациям. Желающих же взять на себя ответственность в проведении летных испытаний неисправного и недоработанного самолета не нашлось. Дальнейшая судьба самолета неизвестна.

Второй экземпляр («дублер») самолета Су-17 на момент ликвидации ОКБ имел готовность около 30%.

Экспериментальный истребитель Су- 17 представлял собой одноместный цельнометаллический среднеплан.

Фюзеляж типа полумонокок круглого сечения эксплуатационно делился на три самостоятельные части: отделяемую носовую, среднюю и хвостовую.

В носовой части фюзеляжа (НЧФ) размещались: лобовой воздухозаборник, разделяющийся на два воздушных канала, герметическая кабина и часть оборудования. Силовой каркас НЧФ состоял из 10 основных и 7 дополнительных шпангоутов, связанных в верхней части основанием фонаря кабины, в нижней части – газоотводными трубами пушечных установок, а также наружной обшивкой, обшивкой воздушных каналов и полом кабины

НЧФ крепилась к средней части фюзеляжа (СЧФ) при помощи двух специальных замков, расположенных но шпангоуте 10 в плоскости основания фонаря и катапультирующего механизма, размещенного под полом кабины. В аварийных ситуациях НЧФ могла отделяться от самолета. Управление сбрасыванием НЧФ осуществлялось при помощи гашетки, расположенной в

кабине летчика. Трос от гашетки крепился к спусковому пружинному механизму, который силой своей пружины (200 кгс) приводил в движение тягу, соединяющую рычаги замков. В начале своего хода тяга разблокировала катапультирующий механизм, затем открывала оба замка и в конце хода вызывала срабатывание катапультирующего механизма. В момент выстрела НЧФ отсоединялась от СЧФ и начинала двигаться на своих роликах, закрепленных на газоотводных трубах. При перемещении ролики катились по рельсам клыка СЧФ, обеспечивая движение вперед и одновременно поворот вниз. Токая сложноя траектория обеспечивала безопасное отделение НЧФ при нахождении самолето в отвесном пикировании Стабилизация отделенной НЧФ осуществлялась при помощи специального парашютного устройства

В СЧФ размещались: ниши передней и основных опор шасси, воздушные каналы, объединяющиеся в один у шпангоута 17, двигатель, передняя группа топливных баков, вооружение, различные системы и оборудование. Силовой каркас СЧФ состоял из 19 шпангоутов, связанных между собой 25- ю стрингерами, силовой балкой и обшивкой.

Шпангоут по 10 СЧФ

Макет фонаря кабины

Положение сброшенной носовой части фюзеляжа относительно самолета

Положение носовой части и самолета относительно осей

Типовой разьем проводки управления /шп. 10)

Основная опора в убранном положении

Основная опора в выпушенном

Передняя опора шасси

Тормозной щиток

В хвостовой части фюзеляжа (ХЧФ) размещались: удлинительная труба двигателя, задняя группа топливных баков, контейнер тормозного парашюта, задняя хвостовая опора и тормозные щитки, общей площадью 0,5 м2 . Силовой каркас ХЧФ состоял из 17 шпангоутов, 26 стрингеров и обшивки Стыковка СЧФ и ХЧФ осуществлялась при помощи болтовых соединений.

Крыло – свободнонесущее цельнометаллическое с углом стреловидности 50° по линии одной четверти хорд, установочным углом 1,5° и отрицательным углом поперечного «V» равным 5°. Крыло состояло из двух отъемных консолей, стыкующихся с СЧФ по шпангоутам 16,21,25. Обшивка крыла стыковалась с фюзеляжем контурным уголком. Каркас каждой консоли включал в себя: главный лонжерон, две дополнительные стенки, стрингеры, литые носки, набор нервюр и обшивку. Каждый элерон имел внутреннюю компенсацию и герметизирующее полотно, закрепленное на элероне и крыле. Но левом элероне устанавливался триммер. Углы отклонения элеронов ±28°, а угол отклонения триммера ±12°. Каркас элерона состоял из лонжерона, набора нервюр и дюралевой обшивки. Щиток-закрылок типа «Фаулер» передвигался по трем направляющим крыла, угол отклонения 30°. Конструкция щитка аналогична конструкции элерона.

Стреловидное хвостовое оперение состояло из киля с рулем поворота и стабилизатора с рулем высоты. Киль был выполнен из двух частей. Силовой каркас нижней части включал: три лонжерона, набор нервюр, стрингеры, дюралевую обшивку и крепился к ХЧФ в трех точках. Конструкция верхней части аналогичная нижней, при этом две верхние нервюры были выполнены из дерева. В деревянной части киля, где размещалось антенна радиостанции, передний и средний лонжерон отсутствовали, а задний представлял деревянную стенку. Обшивка этой части киля была выполнено из шпона, о остальная – из дюраля. Руль поворота однолонжеронной конструкции крепился к килю в пяти точках и имел весовую балансировку. Углы отклонения руля поворота +30 . Стабилизатор состоял из двух половин, силовой каркас каждой включал: основной лонжерон, два вспомогательных, набор нервюр и обшивку. Крепление стабилизатора к килю обеспечивало возможность изменения установочного угла от минус 5,5° до плюс 1,5°. На первом экземпляре самолета перестановка осуществлялась на земле. В перспективе, с установкой электромеханизма, появлялась возможность управления стабилизатором в полете. Руль высоты состоял из двух половин и по конструкции был аналогичен рулю поворота Каждая половина подвешивалась в четырех точках и имела триммер. Углы отклонения руля высоты -плюс 42°, минус 23°.