Джида Бурятия Ностальгия Суббота, 21 Октябрь 2017, 22:39
Приветствую Вас Гость | RSS
Меню сайта

Категории каталога
Городок [2]
Школа [4]
Служба летчики [8]
Служба ракетчики [0]
Служба строители [0]

Информ панель

Наш опрос
Время своего проживания в Джиде Вы оцениваете как...
Всего ответов: 727

Главная » Статьи » Воспоминания » Служба летчики

Су-24, часть 1 (2)
Су-24



Всего(актив.): 312
Используется:
ВВС/ПВО: Су-24 "Fencer", 244, 120+ в резерве. Всего 270(2008), по штатам 244, 30% на крыле
ВМФ: Су-24 "Fencer", 20, 30% на крыле
ВВС/RECCE: Су-24MR "Fencer" R/ECM, 48, Р/ПП. Всего 90(2005), по штатам 48, 30% на крыле
Конкурент:
F-111 Aadwark (0+) Сравнить

ВВС/ПВО 244
ВМФ 20
ВВС/RECCE 48
* where available

Су-24 312
F-111 0




[кросс-ссылки: Авиационный парк ВВС | Бомбардировщики ]



Таблица 2. Воинские части и подразделения МО

ЧАСТЬППДПОДЧИНЕННОСТЬВИД/ОКР
АвГр 6983 АвБ Хурба (Комсомольск) 6983 АвБВВО
быв 6988 АвБ, быв в/ч 45124. быв 277 бап. Су-24. 07.2008 командирские полеты объединения ДВО. Планируемый штат на 2009- 24 Су-24м, 24 Су-24м2. 12.2009 поставлена посл партия Су-24М2.
? АвБ- Варфоломеевка 11 бригада ВКОВВО
быв 799 орап + 523 бап. Планируемый штат на 2009- 36 Су-24МР
6980 АвБ Челябинск 10 бригада ВКО (2 ком ВВС и ПВО)ВВО
в/ч 69806. 6980-я авиационная база. быв 21 сад + 2 бап, 313 орап. 11.07.2006-? Из-за наводнения временно переведена. 01.2009 полеты. Планируемый штат на 2009- 24 Су-24м, 12 Су-24мр, 1 Ми-8. 2010 перевод из Джида в Челябинск (быв ЧВВАУШ). 24 Су-24М, 12 Су-24МР, 24 МиГ-29, 6 Миг-29УБ, 24 Су-25, 6 Су-25УБ
4215 БРС Дмитриевка (Оренбург) Командование ВВСВВС
в/ч 52061. 2000: 460 чел., 120 Су-24, 187 Су-17, 41 Су-22, 23 МиГ-29, 52 МиГ-27, 72 Л-39
929 ГЛИЦ ВВС Ахтубинск (Астрахань) Командование ВВСВВС
в/ч 15650. 1994-1996 4 Су-25 прин. Участие в Чеченск войн. 10.2006 отмет. 35 годовщину. 06.2007 инспектир Командующ.ВВС. 2007: 80 ч налет. 07.2008 посещ Председ СФ Мироновым. 08.2008 принял участие в войне в ЮО. Потери: 1 сам.1 чел.
968 ииап Липецк 4 ЦПАПиПВИВВС
2000: 1000 чел., 33 Су-24, 21 Су-27, 16 МиГ-29, 13 Су-25, 4 МиГ-25. 1994-1996 4 Су-25 сам. прин. участие в Чеченск войн.
АвГр 7000 АвБ Мончегорск 7000 АвБЗВО
в/ч 23326-3. быв 6964 АвБ в/ч 13690, быв 98 орап. 2000: 710 чел., 20 Су-24МР, МиГ-25РБ?, МиГ-31, A-50 (?). Планируемый штат на 2009- 24 Су-24м, 12 Су-24МР, 8 Ми-24, 8 Ми-8. 17.06.2009 катастрофа Су-24, пилоты катапультировались, причина- ошибка пилотирования. К 12.2010 в состав 7000 аб. 2010: переведена эск (14) МиГ-31 из Котласа
7000 АвБ Воронеж 1 команд ВВС и ПВОЗВО
в/ч 23326. 7000 гвардейская авиационная Борисовско-Померанская дважды Краснознаменная ордена Суворова база (1 разряда). Адрес: 394055, г. Воронеж. быв 105 сад + планы на 455 бап, 183 одрао, 47 орап, 899 шап. Планируемый штат на 2009- 24 Су-24м, 4 Ан-30, 1 Ми-8, план 2 Су-34. 2009: "Эскадрилья МиГ-25, которая перебазировалась, это восемь самолетов, два МиГ-25 - учебных, у которых полностью отсутствует летный ресурс. Ресурс шести МиГ-25 выработан на 90%. На сегодняшний день девять МиГ-25, оставшихся на аэродроме «Шаталово», брошены на произвол на судьбы. Это никому не нужно, охраны нет, ничего нет, база расформирована. Перегонка самолетов СУ-24, МиГ-25 с аэродрома «Шаталово» на Воронеж производилась следующим образом. Перегоняется самолет, снимаются двигатели, двигатели перевозятся военным транспортом на «Шаталово», устанавливаются на самолеты, делается облет и перегоняются.(КПРФ)". 2010 2 эск Су-24м, 1 эск Су-24МР, Миг-25РБ, ао Ан-30.
7052 АвБ МА Черняховск (Калининград) Морская авиация БФЗВО
в/ч 30866. быв 4 гв омшап. 2000: 670 чел., 45 Су-24M, 24 Су-24МР. 30.07.2006 катастрофа Су-24M во время взлета (полет во время парада Дня ВМФ на БФ), пилоты погибли. Планы 2009 о создании 6962 аб: в состав аб также должны были войти 2378 АВТЕХБ, 1085 ЦР. Планировалось переподчинена из БФ. Планируемый штат на 2009- 24 Су-24м. 2010: По некоторым данным 6962 аб не сформирована. ШАЭ в составе 7054 аб.
АвГр 6972 АвБ Морозовск 6972 АвБЮВО
в/ч 40491-Г. быв в/ч 21385, быв 6970 АвБ, быв 559 бап + 722, 1 бап. 2000: 710 чел., 30 Су-24. 1994-1996 21 сам. Прин. Участие в Чеченск войн. 05.2008 лучшая часть Ростовского ПВО. 2008 командир: подполковник Сергей Гончаров. Планируемый штат на 2009- 24 Су-24, 30 Су-24м. 19.06.2009 потерян Су-24 во время посадки, пилоты катапультировались, причина ошибка в системе управления. 2010 в составе базы Су-24МР аб Мариновка 7 бр ВКО.
АвГр 6972 АвБ Мариновка 6972 АвБЮВО
в/ч 40491-Е. быв 11 орап. Су-24МР. 1994-1996 18 сам. прин. участие в Чеченск войн. 2005+: возм в стад расформ. Планируемый штат на 2009- 24 Су-24мр. Аэ входит в состав 7 бр ВКО
7058 АвБ МА Гвардейский Морская авиация ЧФЮВО
в/ч 76410. быв 43 омшап. 2000: 450 чел., 18 Су-24, 4 Су-24МР. 2009: переподчинение из ЧФ в СКВО?

Год принятия на вооружение - 1974
Размах крыла - 17,64 / 10,37 м
Длина самолета - 24,53 м
Высота самолета - 6,19 м
Площадь крыла - 55,17 / 51,02 кв.м
Масса, кг
- пустого самолета - 22320
- нормальная взлетная - 36000
- максимальная взлетная - 39700
Топливо
- внутренние топливо - 16440 кг
- внутренние топливо - 13000 л
- ПТБ - 4 х 1250 или 2 х 3000
Тип двигателя - 2 ТРДФ НПО "Сатурн" АЛ-21-Ф-3А
Тяга,
- нефорсированная - 2 х 76,49 кН (2 х 7800 кгс)
- форсированная - 2 х 110,32 кН (2 х 11250 кгс)
Максимальная скорость, км/ч
- на высоте 11000 м - 2320
- на уровне моря - 1400
Практическая дальность - 4270 км
Боевой радиус действия - 560-1300 км
Длина разбега - 850-900 м
Длина пробега - 800-850 м
Практический потолок - 17500 м
Максимальная эксплуатационная перегрузка - 6
Экипаж - 2 чел



Вооружение

Встроенная шестиствольная пушка ГШ-6-23М калибра 23 мм (боезапас 500 снарядов); на 8-ми точках подвески: управляемое и корректируемое вооружение класса "воздух-поверхность" (ракеты Х-23, Х-23М, Х-28, Х-25МР, Х-25МЛ, Х-29Л, Х-29Т, Х-31П, Х-58У, Х-58Е, Х-59; авиабомбы КАБ-500Л, КАБ-500КР, КАБ-1500Л); неуправляемое вооружение (авиабомбы ФАБ-100, ФАБ-250, ФАБ-500М62, ФАБ-500М54, ЗБ-500Ш, ЗБ-500ГД, РБК-250, РБК-500, НУРСы С-5, С-8КО, С-13Т, С-13ОФ, С-24Б, С-25ОФ, С-25ОФМ); управляемое ракетное вооружение класса "воздух-воздух" (до 4 на Су-24/24М и до 2 на Су-24МР/МП ракет Р-60 или Р-60М). В семи точках могут подвешиваться контейнерные системы типа КМГУ, в 3-х - подвесные пушечные установки СППУ-6 с подвижной шестиствольной пушкой 9А-620 или 9А-768 калибра 23 мм с боекомплектом 400 снарядов в каждой. Максимальная масса боевой нагрузки самолета - 8000 кг. [КРОСС-ССЫЛКИ: ВООРУЖЕНИЕ ] AA-8 APHID / РАКЕТА МАЛОЙ ДАЛЬНОСТИ Р-60 (Р-60М)
Р-60 атакует цель при любом ее начальном положении в поле обзора летчика в диапазоне углов целеуказания ±12° и угловых скоростях линии дальности в пределах до 35 град./с. Позволяет перехватывать цели, летящие со скоростями до 2500 км/ч, в диапазоне высот от 0,03 до 20 км. Минимальная дальность ...[+]
Air bombs
ODAB-500 Type Fuel-air explosive bomb. Development The ODAB-500 PM bomb has been developed by Russia to provide the Russian Air Force with a high-speed low-level attack fuel-air explosive weapon for use against troops and material in the field, minefield clearance, parked aircraft and other ...[+]
AS-14b Kedge / Х-29Т
Ракета Х-29Т является модификацией ракеты Х-29Л и отличается от нее наличием телевизионной системы самонаведения. Ракета предназначена для поражения надводных кораблей водоизмещением до 5000—10 000 т (класса эскадренный миноносец или крейсер), усиленных железобетонных укрытий, бетонных ВПП, ...[+]
AS-18 Kazoo / Х-59М
Перед пуском в память бортовой системы ракеты «Овод» вносятся координаты цели. После пуска на начальной части траектории управление идет от инерциальной системы управления. При подлете к цели на дистанцию около 10 км включается телевизионная головка самонаведения. Телевизионное изображение ...[+]
AS-10 KAREN / Х-25
РАКЕТА ОБЩЕГО НАЗНАЧЕНИЯ МАЛОЙ ДАЛЬНОСТИ Х-25МЛ Предназначена для поражения в простых метеоусловиях днем и ночью малоразмерных наземных и надводных целей типа элементов ракетных комплексов, самолетов на открытых стоянках и укрытиях, бронемашин, артиллерийских орудий, легких мостов и переправ, ...[+]
Х-31 А/АД AS-17 Krypton
АВИАЦИОННАЯ СВЕРХЗВУКОВАЯ ПРОТИВОКОРАБЕЛЬНАЯ РАКЕТА ТАКТИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ Х-31А Предназначена для поражения боевых надводных кораблей, а также транспортных судов. Выполнена по нормальной аэродинамической схеме с Х-образным расположением крыла и рулей. На корпусе в плоскости несущих поверхностей ...[+]
Х-58Э / AS-11 Kilter
АВИАЦИОННАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА «ВОЗДУХ - ПОВЕРХНОСТЬ» Х-58Э Предназначена для поражения радиолокационных станций, работающих в том числе в прерывистом режиме излучения и с перестраиваемыми параметрами, без вхождения самолета-носителя в зону поражения ЗРК. Система управления состоит из пассивной ...[+]

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 упр.тления. 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;
хвостовую 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 основной 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 топливный 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.


ADVERTISEMENT




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 1б" и размещены с обеих сторон в верхней части фюзеляжа. При стреловидности крыла 1б" 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) состоит 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 боновых 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 фюзеляжа.

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 была, они оснащались управляемыми противопомпажными 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 ВНС-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 З0ХГСНА и образуют вместе с поясами замкнутое коробчатое сечение. Подкосы выполнены из стали З0ХГСНА 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 электрогидромеханических 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 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 нейтральное 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 самолета Су-24 состоит из двух турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-21Ф-3 (изделие "89") в компоновке "Т", разработанных под руководством Генерального конструктора A.M.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 противообледенения.
Стендовая тяга двигателя на режиме "полный форсаж" составляет 11200 кгс (ПО кН), на максимальном бесфорсажном режиме - 7800 кгс (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 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 0.1 53.

Крепление двигателей к самолету осуществляется в трех поясах. В основном поясе двигатель крепится к силовому шпангоуту хвостовой части фюзеляжа двумя боковыми цапфами, воспринимающими усилия от тяги двигателя, 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 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.

Топливо во внутренних баках находится под избыточным давлением 0.2 кгс/см2 (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 открытым 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.



Источник: http://warfare.ru/rus/?lang=rus&catid=257&linkid=1614
Категория: Служба летчики | Добавил: Администрация (07 Март 2011)
Просмотров: 5244 | Рейтинг: 5.0/3 |
Всего комментариев: 0
Добавлять комментарии могут только зарегистрированные пользователи.
[ Регистрация | Вход ]
Форма входа

Поиск

Друзья сайта

Статистика

Онлайн всего: 1
Гостей: 1
Пользователей: 0

Copyright Волобуев В.А. Курск Россия 2007 © 2017Сайт управляется системой uCoz