Авиация и космонавтика 2011 10

Су-17 истребитель-бомбардировщик

В.Ю.Марковский, И.В.Приходченко

(Продолжение. Начало в № 5–7,9/201 1 г.)

Практически сразу же после передачи в серию Су-17, в ОКБ П.О. Сухого в инициативном порядке начались работы по усовершенствованию машины. Следует заметить, что такая практика создания новых модификаций являлась обычным делом и приобрела практически установившийся статус: предложение ОКБ принималось в разработку без оформления заказа ВВС и уже "по факту" получало формальное "добро" совместным решением МАП и ВВС. Задание на очередную модификацию машины (кроме разве что "спарки") правительственным решением также не оформлялось, а тактико-технические требования согласовывались в рабочем порядке на основании решений Комиссии по военно-промышленным вопросам при Совмине или тем же совместным решением МАП и ВВС. Таким образом, работа шла без лишних формальностей и ожидания руководящего одобрения, нося "свойский характер" между заказчиками и исполнителем. Такая практика являлась не вполне обычной: как-никак, в условиях плановой экономики правительственное постановление выступало основополагающим руководящим документом, оговаривавшим буквально все вопросы — от финансирования и сроков до обязанностей смежников и поставщиков, будучи обязательным к исполнению. Однако в истории с Су-17 дела шли несколько иным образом и со вполне убедительными результатами.

Другой особенностью Су-17 явилось то, что все прототипы очередных модификаций собирались на серийном заводе, а не опытным производством ОКБ, как это было принято обычно. Этому способствовала та же преемственность суховских конструкций, позволявшая обходиться отлаженными технологиями, а хорошая оснащенность завода и налаженные контакты с "фирмой" позволяли предприятию выступать в роли "мастерской" ОКБ.

Изготовленные в Комсомольске-на- Амуре опытные машины новых модификаций затем передавались в распоряжение ОКБ, специалисты которого занимались всем предусмотренным циклом испытаний и доводки, включая и первый облет вновь построенного самолета.

К апрелю 1970 года было подготовлено техническое предложение по созданию новой модификации с рабочим названием Су-21. Из-за все возраставшей в ходе серийного производства массы самолета дальность серийных Су-17 упала по сравнению с опытным С-22И до уровня Су-7БКЛ. Проблема эта была известной, вызывая непреходящие нарекания заказчика. Огласку получил случай в ГНИКИ ВВС, когда при одном из испытательных полетов на отработку новых видов вооружения летчик 1-го класса А.А. Акименков, имевший пятнадцатилетний стаж летной работы, при возвращении с задания оказался на Су-17 без топлива уже в виду аэродрома, над дальним приводным маяком. Полет проходил в маловысотном режиме, что ускорило расход, однако летчика выручил некоторый запас высоты, позволивший спланировать и дотянуть до полосы. Правда, при неработавшем двигателе встали и насосы гидравлики, для выпуска шасси и закрылков пришлось полностью израсходовать давление в системе. К счастью, ручку управления, зажатую неработающими бустерами, заклинило уже на пробеге.

С учетом обозначившихся проблем взамен АЛ-7Ф-1 на самолете предлагалось установить новейший более экономичный двигатель АЛ-21Ф, а также увеличить внутренний запас топлива, что обещало поправить дело и довести дальность полета до удовлетворительного уровня. Одно время в качестве возможного варианта силовой установки рассматривался также перспективный двигатель Д-30Ф-1, создававшийся в ОКБ П. А. Соловьева. Такая модификация самолета получила условное наименование Су-17- 30. Однако работы по этому двигателю находились на стадии проектирования, в то время как доводка АЛ-21 Ф демонстрировала обнадеживающие результаты, да и традиционно близкие связи с ОКБ А.М. Люльки сыграли определяющую роль — как-никак, именно их двигатели служили на большинстве серийных машин Сухого.

Стоит несколько подробнее остановиться на истории становления этого этапного двигателя, ставшего "сердцем" различных модификаций Су-17 до самого конца их серийного выпуска. Еще в августе 1965 году в ОКБ А. М. Люльки начались работы над двигателем третьего поколения, призванного стать достойной заменой надежного, но неэкономичного АЛ-7Ф-1. Вскоре подоспело и Постановление Совмина СССР о создании нового двигателя, получившего индекс АЛ-21 Ф и прежде всего предназначавшегося для оснащения тяжелого штурмовика Т-58М (будущего Су-24).

Создание двигателя поручалось московскому ОКБ опытного завода № 165 А.М. Люльки и заводу «Салют». Тактико-технические требования к силовой установке задавались Минобороны СССР. Согласно задания, двигатель АЛ-21 Ф должен был развивать тягу на максимале с форсажом 8900 кг, иметь удельный расход на этом режиме на уровне не более 1,8 кг/кгс-час и на крейсерском режиме на малой высоте не более 1,13 кг/кгс-час, а также обладать ресурсом не менее 500 час (100 час на испытаниях). Срок предъявления АЛ-21 Ф на государственные стендовые испытания назначался на 1-й квартал 1969 года. При разработке требований к перспективному двигателю для ударных самолетов ВВС особо оговаривали условия как по экономичности, определяющей дальность полета у земли, так и по возможности сверхзвукового "броска" — не менее 5 минут полета на сверхзвуке на малой высоте и 20–25 минут на большой.

Анализ различных схем двигателей, проведенный мотористами совместно с самолетчиками, показал, что для ударной машины при этих условиях наивыгоднейшим будет одноконтурный одновальный ТРДФ с высоконапорным регулируемым компрессором. Популярная в отечественном двигателестроении схема высоконапорного двигателя с двухкаскадным устройством компрессора, включавшего ступени низкого и высокого давления, была сочтена менее эффективной. Такая конструкция отличалась независимостью работы каскадов низкого и высокого давления, кинематически не связанных между собой и приводимых в движение от соответствующих ступеней турбины низкого и высокого давления, для чего имела два соосных вала. По этой причине иногда даже говорили о наличии у двухкаскадного двигателя двух компрессоров и двух турбин (как с точки зрения "механики" оно и было). Взаимная работа ступеней компрессора достигалась "саморегулированием" за счет их газодинамической связи. Двухконтурная схема выглядела относительно простой и была хорошо отработана, обеспечивая удовлетворительные запасы устойчивости при сжатии воздуха в осевом компрессоре, однако конструкторам ОКБ А.М. Люльки более перспективным представлялось устройство с непосредственным регулированием компрессора сообразно режиму и внешним условиям работы двигателя. Такое решение было более сложным в реализации, но управление процессом в напорной части сулило повышение коэффициента полезного действия, улучшение данных по тяге и экономичности и расширение диапазона устойчивой работы двигателя (двухвальная схема все же страдала склонностью к неустойчивости на переходных режимах, что сказывалось на приемистости при необходимости быстрой смены оборотов, включении и выключении форсажа и пр.) В конечном счете, успех зависел не только от выбора "правильной" схемы, но, прежде всего, — от тщательности проработки конструктивных решений и отработанности самого изделия на этапе его доводки.

Летчикиспытатель ОКБ Е.С. Соловьев

Новшеством стала высокоразвитая механизация компрессора с поворотными лопатками направляющих аппаратов первых и последних ступеней. Лопатки поворачивались гидравликой автоматически, соответственно программе, с учетом условий полета и оборотов двигателя. Управление направляющими аппаратами за счет рационального изменения углов набегания воздушного потока на рабочие лопатки обеспечивало устойчивую и экономичную работу двигателя в широком диапазоне режимов полета. В результате дальнейших работ для нового "сердца" была выбрана схема с 13-ступенчатым осевым компрессором, регулируемым с помощью семи поворотных направляющих аппаратов. В конструкции потребовалось широко применить титановые и новые жаропрочные сплавы, внедрив также такое новшество, как консольные лопатки с 8-й по 12-ю ступеней компрессора. Приводы моторных и самолетных агрегатов объединялись в один общий редуктор, количество и протяженность различных трубопроводов и коммуникаций на двигателе были сокращены. Жесткие требования по весу ТРДФ потребовали создания максимально облегченных агрегатов, с этой же целью в первом варианте двигателя для его запуска предусматривалось применить воздушно-пороховой стартер. Такое решение, предложенное по образу и подобию использовавшегося в некоторых зарубежных двигателях (в том числе и гражданского назначения), считалось перспективным и эффективным, позволяя обойтись без отдельного агрегата запуска, обычно электрического или воздушного со внешним источником, со своим сложным механизмом раскрутки ротора двигателя. Пиростартер обеспечивал запуск за счет подачи на турбину газов от специальной пороховой шашки, которые выступали в роли заменителя "штатного" газового потока на время запуска, раскручивая ротор до выхода на режим. Устройство привлекало простотой и нетребовательностью в подготовке, требуя лишь снаряжения агрегата сменной пороховой шашкой.

Рабочее проектирование нового двигателя было закончено зимой 1966 года, а первые экземпляры ТРДФ АЛ-21 Ф были собраны в сентябре того же года. 17 сентября 1966 года опытный двигатель подал свой "голос". Снятые при первых испытаниях характеристики оказались выше расчетных, а заложенные в конструкцию резервы открывали перспективу доводки двигателя на значительно лучшие параметры его работы на основном бесфорсажном режиме. Уже в 1967 году конструкторы отказались от воздушно-порохового стартера как неудовлетворительным образом сказывающегося на ресурсных характеристиках и эксплуатационных качествах. Кажущиеся простота и удобство, как это бывает, сопровождались чересчур весомыми недостатками — раскрутка ротора двигателя от порохового стартера производилась за счет подачи на турбину продуктов горения пороховой шашки, горячих и едких газов, что вело к повышенному температурному и коррозионному износу лопаток и других узлов, тем более пагубному, что агрегаты не успевали прогреться и запуск сопровождался настоящим термическим ударом для деталей и конструкционных материалов. К тому же в узлах и проточной части образовывался нагар, требовавший чистки (к аналогичному выводу пришли и за рубежом, отказавшись от модного одно время решения). Взамен перешли на "классический" турбокомпрессорный стартер ТС-21, являвшийся улучшенной модификацией серийного ТС-20, созданного в ОКБ еще в 1953–1955 годах и устанавливавшегося в нескольких модификациях на двигатель АЛ-7Ф-1. Одним из основных отличий нового агрегата стало то, что в качестве пускового топлива он использовал керосин из топливной системы самолета, а не бензин Б-70, как предшественник ТС-20, для которого требовался отдельный бачок с горючим.

Доводка двигателя на заданный сточасовой ресурс от начала проектирования до проведения чистовых испытаний заняла 4,5 года вместо трех по плану. Причинами такой задержки стали как устранение выявлявшихся при испытаниях дефектов, так и то, что серийные заводы не были подключены к этим работам в связи со срочными работами по доводке и серии других изделий. Первый АЛ-21 Ф на Омском моторостроительном заводе (ОМЗ) им. П.И. Баранова был собран только в ноябре 1970 года. Двигатели этого типа начали выпускать также на московском "Салюте.

Пока шли работы над новым двигателем, из Вьетнама в ОКБ А. М. Люльки в хорошем состоянии был доставлен "трофейный" двигатель Дженерал Электрик J79-GE со сбитого американского истребителя F-4 "Фантом II". Изучение двигателя показало его хорошую технологическую отработку, качественное изготовление и сборку. Интерес представляла как сама конструкция двигателя, так и некоторые его агрегаты, удачно скомпонованные и тщательно отработанные. Ряд технических решений, "подсмотренных" у заокеанских "коллег", был принят и внедрен в ходе доводки нашего двигателя. Так, замена первой ступени компрессора позволила форсировать ТРДФ по тяге, были разработаны более производительные топливные и форсажные насосы, а для предупреждения помпажа компрессора и автоколебаний лопаток "нулевой" ступени при стрельбе ракетами двигатель оборудовали системой упреждения поворота направляющих аппаратов. Система обеспечивала устойчивую работу компрессора при скачках температуры потока на входе. В своей работе она использовала развитую систему механизации компрессора с управлением его всережимными поворотными ступенями и всережимными створками регулируемого сопла и работала по командам, поступающим от блока предупреждения срыва. Если все же возникала угроза помпажа, о чем свидетельствовал рост температуры газов, система глушила его возникновение, на доли секунды прекращая подачу топлива, переводя поворотные лопатки в безопасное по срыву положение и, затем, автоматически вновь выводя двигатель на режим.

Очередным этапом в создании АЛ-21 Ф стало требование об увеличении тяги двигателя без существенных изменений его габаритов, а только за счет повышения параметров самого двигателя. Рост аппетитов заказчика имел свое обоснование: нетрудно заметить, что по первоначальному заданию для нового двигателя достаточной считалась тяга даже меньшая, чем у предшественника АЛ-7Ф-1. Просчета здесь не было — двигатель поначалу предназначался для использования в "спарке" силовой установки будущего Су-24, обеспечивавшей достаточные характеристики. На одномоторных машинах ощутимой была недостаточность тяги нового двигателя, что и повлекло требования "добавить газку". Эта инициатива исходила прежде всего от микояновцев, рассматривавших АЛ-21 Ф в качестве резервной силовой установки для своего истребителя МиГ-23. В конечном счете, микояновское ОКБ остановилось на более привычном для него изделии двигателистов С.К. Туманского, однако вышло так, что запросы микояновцев сыграли в пользу конкурентной фирмы — наработки по теме АЛ-21Ф нашли самое конструктивное применение у суховцев. К этому времени мотористы ОКБ А.М. Люльки уже заканчивали проектирование и изготовление улучшенного АЛ-21 Ф-2. Но и он не позволял достичь требуемых характеристик. В связи с этим работы по нему были вскоре прекращены и с середины 1969 года на чертежных досках конструкторов стали прорисовываться контуры более перспективного АЛ-21 Ф-3.

На этой модификации установкой дополнительной (так называемой "нулевой") ступени на входе в компрессор добились значительного увеличения расхода воздуха на входе. Регулировка компрессора осуществлялась поворотом входного направляющего аппарата, а также передней и задней групп лопаток направляющих аппаратов, общим числом в десять механизированных ступеней — пять передних и пять задних (неподвижными оставались только средние ряды). Управление компрессором позволяло обеспечить устойчивую и экономичную работу двигателя в различных режимах и условиях полета за счет достижения согласованной работы ступеней и бессрывного обтекания лопаток путем их рационального поворота относительно набегающего потока воздуха (можно сказать, "подстройки" к оптимальным условиям работы каждой ступени компрессора). Согласованная работа регулируемых ступеней повышала устойчивость работы компрессора, предотвращая вероятность помпажа и забросов температуры (особенно на переходных режимах при резких дачах управления двигателем).

Надмоторная часть статора компрессора покрывалась специальным "мягким" слоем, защищавшим торцы рабочих лопаток от износа, поддерживая минимальные радиальные зазоры. Большинство деталей компрессора, включая средний корпус, диски ротора, лопатки направляющего аппарата и рабочие лопатки ступеней с 0-й по 11-ю выполнялись из титановых сплавов (кроме трех последних ступеней, с 12-й по 14-ю, которые первоначально также выполнялись из титана, но в ходе серийного выпуска были заменены на стальные). Степень сжатия воздуха в компрессоре удалось поднять с 12,7 у базового АЛ- 21 Ф до значения 14,6 (у предшественника АЛ-7Ф-1 этот параметр составлял только 9,1). Кроме того, в отличие от предыдущего образца, ступени компрессора были выполнены малонагруженными — степень повышения давления в одной ступени, в среднем, составляла 1,17, а не 1,22, как у АЛ-7Ф-1, что в сочетании с пониженными значениями скорости воздушного потока во всех ступенях обеспечило снижение механических нагрузок на лопатки.

Рабочий процесс в камере сгорания характеризовался высокой полнотой сгорания топлива и устойчивостью горения. От других отечественных двигателей своего класса АЛ-21 Ф-3 выгодно отличался не только лучшей экономичностью, но и меньшей дымностью, что обеспечивало вполне очевидные тактические выгоды, способствуя меньшей заметности самолета. До рекордной величины возросли допустимые температуры газов перед турбиной (параметр, определяющий эффективность термодинамического цикла): если у АП-7Ф-1 это значение составляло 1200 К, то у АЛ-21 Ф-3 допустимые температуры довели до 1370 К (впоследствии за счет технологических улучшений — до 1385 К). Форсажная камера и эжекторное реактивное сопло также имели охлаждение стенок, что повышало их ресурс. Ввиду высоких рабочих температур потребовалось внедрение новых жаростойких конструкционных материалов, ввели также охлаждение рабочих лопаток первой ступени и сопловых лопаток первой и второй ступени турбины на форсажном режиме воздухом, отбираемым от компрессора двигателя (на крейсерских режимах, когда температуры были более "щадящими", с целью повышения экономичности охлаждение отключалось). Всережимное сопло отличалось регулировкой: в закрытом положении на "максимале" оно сужалось, а на форсаже открывалось, расширяясь и образуя контур сверхзвукового сопла Лаваля.

Для ускорения создания перспективного изделия на новой модификации применили турбину, изначально разрабатываемую для АЛ-21 Ф-2, с минимальными переделками — заменили материал рабочих лопаток второй ступени, узлы маслосистемы, систему регулирования и питания топливом, электрооборудование и коммуникации ТРДФ. Коэффициент преемственности "тройки" по сравнению с АЛ-21 Ф равнялся 83,5 %.

Уже в январе 1970 года первый опытный двигатель был собран, а в феврале были проведены его стендовые испытания, подтвердившие заявленные характеристики. Положительно оценивая стендовые и летные испытания первых образцов АЛ-21 Ф-3, Комиссия по военно-промышленным вопросам Совмина СССР решением от сентября 1970 года и МАП приказом от 28 сентября того же года поручили московскому машиностроительному заводу (ММЗ) "Сатурн" довести новый двигатель до серии и предъявить его на совместные с ВВС стендовые сточасовые испытания к концу 1971 года.

По сравнению с предыдущими конструкциями и аналогичными изделиями других типов АЛ-21 Ф-3 выглядел достаточно экономичным: на полном форсажном режиме удельный расход составлял 1,87 кг/ кгс-час, на крейсерском с минимальным расходом топлива при тяге 3300…4500 кгс — 0,78 кг/кгс-час, что выглядело очень неплохо и даже порядком опережало задание (у АЛ-7Ф-1 эти значения равнялись, соответственно, 2,3 кг/кгс-час и 0,91 кг/кгс-час). Кроме того, новый двигатель был куда легче — "сухой" АЛ-21 Ф-3 весил 1720 кг против 2100 кг у АЛ-7Ф-1. Двигатели АЛ-21 Ф-3, предназначенные для установки на Су-17, выпускались в иной компоновке, чем для МиГ-23 и Су-24. От последних они отличались укороченной форсажной трубой, установкой левого редуктора для привода генераторов, иным креплением кожуха охлаждения, агрегаты зажигания турбостартера и основного контура устанавливались на нижней части компрессора двигателя (на АЛ-21 Ф-3 для Су-24 — на верхней).

Двигатель в окончательной "редакции" был форсирован на 25–30 %, что позволило на максимальном режиме получить тягу 7650 кгс, а на полном форсаже 10920 кгс. Такими характеристиками обладали АЛ-21 Ф-3 начальной "нулевой" серии, у последующих 1-й и ll-й серий тяга на максимале была доведена до 7800 кгс и на полном форсаже — до 11200 кгс. В дальнейшем на двигателях lll-й и IV-й серий, отличавшихся технологическими и ресурсными нововведениями, форсажная тяга была установлена равной 11250 кгс.

На первых порах по надежности новое "пламенное сердце" заметно уступало хорошо отработанному АЛ-7Ф1. Во время испытаний случались частые поломки и отказы, особую опасность представляли высокотемпературные "титановые пожары". Титан, при всех его достоинствах, был материалом вязким и "тягучим". Под действием центробежных нагрузок лопатки могли коснуться корпуса, благо зазоры по бандажам были минимальны, под трением происходил мгновенный разогрев, а при невысокой температуре воспламенения титана тут же происходило возгорание. Поток, гнавший через двигатель до сотни килограммов воздуха в секунду, стремительно раздувал пожар и внутри двигателя начинал полыхать вулкан с температурой под ЗОООо С. Можно не говорить, что тушить такой моментально развившийся пожар было бесполезно — струя пламени резала конструкцию, словно масло, с почти взрывным эффектом.

В процессе производства АЛ-21 ФЗ на московском "Салюте" потребовалось внести около 22 тысяч различных изменений в конструкторскую документацию, притом что общее количество деталей в двигателе составляло порядка 4800 штук. Любопытно, что из двух заводов, на которых производились АЛ-21ФЗ, лучшими качествами и надежностью выделялись как раз двигатели, собранные на Омском моторостроительном заводе, нежели изделия московского "Салюта". Показательным являлось то, что гарантийный ресурс в 500 часов, установленный для первых партий московских АЛ-21 Ф-3 в 1971 году, со следующего года пришлось понизить до 100 часов, затем, добиваясь его повышения буквально по крупицам (допускаемое число ремонтов позволило постепенно увеличить назначенный ресурс с первоначальных 650 часов у 1-11 серий до 1600 часов у III–IV серий, и двигатели могли оставаться в эксплуатации приличное время). Повысилась и экономичность изделия: у двигателей Ill-й и IV-й серий на полном форсажном режиме удельный расход составлял 1,86 кг/кгс-час, на крейсерском с минимальным расходом топлива при тяге 3300…4500 кгс — 0,76 кг/кгс-час.

Плата за выдающиеся характеристики АЛ-21 Ф-3 была в буквальном смысле высокой: при дорогостоящих конструкционных материалах, сложности устройства и недешевых технологиях он обходился в копеечку, будучи куда дороже аналогичных изделий других типов. В ценах 1976 года двигатель АЛ-21 ФЗ обходился в 600 тыс. рублей, АЛ-7Ф-1 — 180 тыс. рублей и Р-15Б-300 — 360 тыс. рублей. Высокая стоимость и трудоемкость и были причинами, определявшими проблемы с медленно разворачивавшимся производством и дефицитом двигателей (что бы ни говорили о плановой экономике, а считать деньги приходилось и во времена директивных решений).

Помимо установки нового "сердца", на новой модификации Су-17 планировалось увеличить запас топлива, значительно обновить состав прицельного и радиооборудования самолета, подтянув его к возможностям соперника — нового истребителя-бомбардировщика МиГ-23Б, имевшего тот же "двадцать первый" двигатель, комплексы навигации и прицеливания. Не было секретом, что микояновцы, своевременно взявшись за использование современной аппаратуры, добились заметных преимуществ в боевой эффективности ударной машины. Однако разработчики оборудования не успевали к сроку с поставкой новой аппаратуры на суховский самолет и ее отработкой на машине, более того, явным было и то, что предприятия оборонпрома, чьи производственные и технологические возможности были отнюдь не беспредельны, в обозримом будущем вряд ли смогут обеспечить потребности в таком заказе на весь обновляющийся парк ударных самолетов. В связи с этим было принято решение практически в полном объеме сохранить на новой модификации оборудование от Су-17, перенеся установку перспективных систем на более поздний срок. Это предложение ОКБ П.О. Сухого было принято к исполнению совместным решением МАП и ВВС от 17–24 июня 1970 года.

Замена силовой установки повлекла за собой переделку фюзеляжа новой модификации машины, получившей в серии обозначение Су-17M. К слову, с появлением новой модификации возник вопрос с тем, как именовать предшественника; в конце концов, для его отличия за "простым" Су-17 так и закрепилось неофициальное наименование Су-17 "без буквы". Новый двигатель был более компактным изделием: вместе с форкамерой он был короче АЛ-7Ф-1 на 1650 мм, меньше на 220 мм по диаметру, даже вес силовой установки снизился на 400 кг. Из-за меньшего габаритного диаметра АЛ-21 Ф-3 характерная для семейства Су-7Б и первого варианта Су-17 объемистая задняя часть фюзеляжа и "талия" перед форкамерой исчезла, уменьшился диаметр донного среза. Сообразно "ужатию" поперечных размеров фюзеляжа несколько уменьшился размах стабилизатора и на 60 мм "опустился" киль. Обуженная хвостовая часть Су-17М обеспечила выгоды в аэродинамике за счет снижения донного сопротивления самолета.

По сравнению с Су-17 длина канала воздухозаборника самолета увеличилась на 1,5 м, а мидель фюзеляжа уменьшился с 1,63 до 1,55 кв. м. Сообразно меньшему расходу воздуха у нового двигателя сократили ход конуса до 92 мм вместо 230 мм у Су-17 "без буквы", что несколько уменьшило проходное сечение воздухозаборника на полетных режимах и избавило от избытка воздуха (сам воздухозаборник и воздушный канал при этом сохранялись прежними). Изменилась конструкция и расположение выступавших воздухозаборников охлаждения двигателя, на фюзеляже исчезли боковые гаргроты, скрывавшиеся под которыми электрожгуты переместились под центральный обтекатель. Разъем фюзеляжа, предназначенный для его расстыковки при замене двигателя, сдвинули назад на 1500 мм сообразно габаритам и компоновке нового двигателя, переместив его со шпангоута № 28 (на Су-17) на шпангоут № 34. Параллельно облагородили форму контейнера тормозного парашюта (по типу используемого на перехватчике Су-15), с учетом снизившихся посадочных скоростей отказавшись от двух куполов и введя однокупольную тормозную парашютную систему, а также привели расположение эксплуатационных люков в соответствие с новой компоновкой.

Авиационный турбореактивный двигатель AJ1-27 Ф-3

Был доработан и механизм поворота консолей крыла. Вал синхронизации теперь "прошивал" один из фюзеляжных баков-отсеков и, проходя под каналом воздухозаборника, обходился безо всяких карданов. Небольшим доработкам подверглись киль, руль направления и стабилизатор самолета. В связи с повышенной тяговооруженностью и некоторым улучшением взлетных характеристик G/-17M по сравнению с Су-17 отказались от применения сбрасываемых пороховых ускорителей как вызывавших неудобства в эксплуатации.

Новый двигатель был более чем на полтора метра короче прежнего, что высвободило в фюзеляже порядочный объем для размещения дополнительного количества топлива. Топливная система в значительно перекомпонованном фюзеляже теперь включала один резиновый вкладной бак (первый по полету) и три топливных гермоотсека, следовавших друг за другом в районе шпангоутов № 18–28. Топливные отсеки в поворотных консолях остались без изменений. За счет этих нововведений вместимость баков удалось увеличить на целую треть: запас керосина вырос на 1030 л и достиг 4430 л (вырабатываемое количество составляло 4380 л). Переход на гермоотсеки вместо вкладных баков не только увеличил емкость, но и позволил сэкономить вес за счет избавления от вкладных "мешков". Одновременно понадобилось внедрение более совершенных технологий на заводе: прежде для герметизации отсеков-емкостей практиковалось нанесение герметика вручную кистью, что было и не очень производительно, и весьма хлопотно. Работать приходилось в тесноте отсека, в респираторе, куда принудительно подавался воздух для дыхания, из-за чего привязанные к шлангам рабочие походили на водолазов. Ручной техпроцесс в дальнейшем заменили оборудованием спецучастка для герметизации отсеков методом "облива", где механизированным способом готовилась поверхность, наносился герметик, распределявшийся по поверхности ровным слоем. Одновременно был внедрен метод натурной увязки монтажей бортового оборудования с помощью объемного плаза отсеков фюзеляжа, на котором прокладывались и подгонялись электрожгуты, трубопроводы и примерялась установка агрегатов.

Коренные изменения претерпела и гидросистема самолета. Если для Су-17 она была взята с рядом изменений (в основном, касающихся агрегатов привода поворота консолей) с Су-7БКЛ, то на Су-17М гидравлика была иной и состояла из двух полностью автономных подсистем — первой (ПС) и второй (ВС), в отличие от трех на предыдущей модели. Обе системы имели много общего и отличались количеством входящих агрегатов и обслуживаемых гидроприводов. Общими для обеих подсистем являлись гидроусилители управления самолетом и агрегаты системы поворота консолей крыла. Эти агрегаты могли работать как от обеих подсистем, так и от одной из них. Для повышения живучести в боевых условиях коммуникации и агрегаты обеих подсистем по возможности были удалены друг от друга: ПС монтировалась по правому борту фюзеляжа и в правой консоли крыла, ВС — по левому борту и в левой консоли. Источниками энергии в каждой системе являлись ротативно-поршневые насосы переменной производительности, установленные на коробке приводов двигателя.

Несмотря на столь существенную модернизацию самолета, вес пустой машины даже уменьшился на сотню килограммов по сравнению с предшествующей моделью (нечастый случай в конструкторской практике, где, как правило, процесс переоборудования влечет за собой прибавку веса и каждая новая модификация становится тяжелее предыдущей). Правда, в ходе производства доработки и технологические уступки сопровождались обычным при этом набиранием веса, составившим 300 кг. Наиболее весомым в этом отношении оказался переход на механизированное нанесение герметика в баках-отсеках, расход которого при заливке в баки возрастал и слой оказывался куда толще, чем при ручном исполнении.

Взлетный же вес Су-17М без подвесок за счет большего запаса топлива увеличился по сравнению с предшественником почти на тонну. Прочностные испытания, сопровождавшие доводку машины, показали, что конструкция обладает резервами, позволяющими расширить диапазон допустимых нагрузок: так, предельный скоростной напор, разрешенный для G/-17M, по сравнению с машинами "без буквы" удалось повысить на 15 % и довести до уровня, допускаемого для истребителей. Соответственно, и предельная приборная скорость (это значение "расчетное", пропорциональное давлению набегающего потока воздуха, которое лимитируется прочностью самолета и двигателя, в отличие от "абсолютной", так называемой истинной скорости, исчисляемой относительно земной поверхности) с прежних 1200 км/ч у новой модификации возросла до 1300 км/ч. Скорость самолета на высоте соответствовала значению М=2,1 (истинная скорость на высоте 11000 м при этом равнялась 2230 км/час).

Истребитель-бомбардировщик С32М-1 (зав. № 51–01) с выкладкой подвешиваемого вооружения на одном из показов новейшей авиатехники

Показатель приборной скорости был более удобен для летчика, нежели отвлеченный скоростной напор, применимый в расчетах прочнистов. Его значение выводилось на прибор-указатель скорости КУС в кабине с парой стрелок: "толстой", показывавшей величину текущей приборной скорости, и "тонкой", отслеживавшей скорость истинную. Перекладку крыла, поначалу на Су-17 из перестраховки разрешавшуюся только в неманевренном полете без перегрузок, теперь можно было выполнять в достаточно широком диапазоне полетных режимов с перегрузкой до трех единиц. Допустимая эксплуатационная перегрузка по прочности конструкции для самолета без подвесок была увеличена до значения

+7,0 при полностью убранном крыле и +5,0 при выпуске крыла на минимальную стреловидность. Тем самым Су-17М оказался соответствующим общим нормам прочности для маневренных самолетов, включая истребители (у МиГ-21 современных ему модификаций разрешенные эксплуатационные перегрузки лимитировались тем же значением +7,0).

В конце 1970 года конструкторская документация по самолету была Передана на серийный завод, который получил задание к концу следующего года построить два первых головных самолета новой модификации. В сентябре 1971 года на заводе в Комсомольске-на-Амуре первый предсерийный С32М-1 (заводской номер № 51–01) с новым двигателем был закончен сборкой. В ноябре 1971 года он был перевезен в Жуковский, на летно-испытательную базу ОКБ, где после сборки и некоторых доработок 28 декабря 1971 года летчик-испытатель Е.С. Соловьев поднял его в воздух. Ведущим инженером от ОКБ по испытаниям самолета был назначен его однофамилец К.К. Соловьев. Следующий полет по программе заводских приемо-сдаточных испытаний был выполнен уже на другой день, а 30 декабря машину официально представили военным для прохождения госиспытаний. Комплекс ГСИ с целью сокращения времени решили совместить с летно-конструкторскими испытаниями. В тот же предновогодний день 30 декабря из Комсомольска- на-Амуре авиатранспортом доставили и второй экземпляр С32М-2 (заводской номер № 51–02).

Государственные испытания самолета были начаты в январе 1972 года, первое время на одной только машине № 51–01, имея задачей определение основных характеристик и особенностей устойчивости и управляемости самолета, а также отработку новой силовой установки с АЛ-21 Ф-3. С февраля испытания были продолжены на базе ГНИКИ ВВС в Ахтубинске уже на двух самолетах.

Испытания существенно осложнял и затягивал острый дефицит новых двигателей, которых постоянно не хватало. В это время АЛ-21 Ф-3 только запускался в серию со всеми присущими этому периоду проблемами — неритмичностью поставки новейших материалов и комплектующих, неотработанностью технологии, непрекращающимся потоком изменений конструкции и низкой производительностью труда рабочих, только осваивающих новый для них тип изделия. К тому же этот тип двигателя планировался для установки сразу на три новых типа самолетов, проходивших в этот период интенсивные испытания: суховские Т-6 (Су-24) и С-32М, а также микояновский МиГ-23Б. Ввиду дефицита двигателей соперник в лице МиГ-23Б в конце концов лишился перспективной силовой установки, вернувшись к привычным микояновцам двигателям Тушинского МКБ "Союз", имевшимся в достатке.

Для испытаний ОКБ А. М. Люльки тогда могло предоставить лишь собранные опытным производством двигатели с ограниченным ресурсом, да и те распределялись едва ли не поштучно, личным распоряжением министра П.В. Дементьева. Нередкими по этой причине были продолжительные перерывы в ходе работ. Хватало и других проблем: уже в начале испытаний выяснилось, что из-за полной перекомпоновки самолета центр тяжести сместился назад и затруднено обеспечение требуемого диапазона центровок.

На скорую руку было предложено исправить положение за счет установки в носовой части центровочного груза, в роли которого выступала металлическая дробь, которую засыпали в полость между обечайками воздухозаборника, залив эпоксидной смолой для связки. Доработанная таким образом первая машина вышла на испытания, однако вскоре выяснилось, что отвердевшая смола плохо переносит вибрационные нагрузки и трескается. Выкрошившаяся дробь каким-то путем попадала в воздушный канал, продолжая свой путь в двигатель, где на лопатках компрессора при очередном осмотре обнаружились забоины. Следствием "рацпредложения" стал выговор, полученный руководителем темы Н.Г. Зыриным лично от министра. Двигатель отправили на переборку, но залитую в нос самолета смолу с металлическим крошевом выковырять оказалось невозможно, и носовую часть пришлось переклепывать, заменяя на новую. На второй машине центровочный груз выполнили уже в более традиционном виде, из пакета стальных плит, установленных в "бочке" конуса. В серийном исполнении Су-17М было найдено более удачное решение: по бортам кабины летчика установили алюминиевые бронеплиты, достаточно массивные для выполнения функций центровочного груза.

На месте падения С32М-2. 30 июня 1972 года самолет на малой высоте попал в раскачку по тангажу и вышел на закритические углы атаки. Военный летчик-испытатель Э.М. Колков катапультировался из неуправляемой машины

Прежде Су-17, как и Су-7Б, защиты летчика с боковых проекций не имел, ограничиваясь прикрытием передним бронелистом и лобовым стеклом фонаря толщиной 25 мм. Сохранив стальную бронеплиту на переднем шпангоуте кабины, внедрили прикрывающие летчика с боков профилированные бронелисты из алюминиевых сплавов Д16 и В95, выполненные по контуру рукавов воздушных каналов. Еще одна небольшая бронеплита находилась на полу кабины, защищая от обстрела снизу, имелся также бронезаголовник кресла. Общий вес стальных бронеплит составлял 48 кг, дюралевой брони — 78 кг.

В одном из полетов 27 июня 1972 года на второй опытной машине № 51–02 (летчик-испытатель ОКБ А.Н. Исаков) при проверке надежности системы запуска двигатель так и не запустился. Вдобавок из-за дефекта электроснабжения самолет обесточился (по словам летчика, "отказали даже аккумуляторы, на приборной доске не горела ни одна лампочка"). Летчику пришлось сажать самолет с неработающим двигателем и полностью отказавшей электрической системой. Дефект устранили, но уже через пару дней С32М-2 в очередном полете потерпел аварию. Ознакомительный полет на новой для себя машине 30 июня выполнял военный летчик-испытатель Э.М. Колков. На малой высоте самолет попал в раскачку по тангажу и вышел на закритические углы, из-за чего летчик покинул машину. При расследовании мнения о причинах произошедшего разошлись: возможными считали ошибочные действия летчика, раскачавшего самолет из- за того, что был слабо притянут к креслу, однако а в акте записали версию о сломавшемся креплении пружины механизма триммерного эффекта, выводившую летчика из- под обвинений и более всех устраивавшую.

Сам по себе процесс раскачки, встречавшийся на современных самолетах, представлял собой отнюдь не исключительное явление. Возникал он обычным образом на технике с необратимой системой управления, вызывая непреднамеренные (помимо воли летчика) знакопеременные нарастающие колебания перегрузки. Такое, пусть и нечасто, случалось и на Су-7, когда при намерении летчика парировать изменение угла атаки дачей ручки машину неожиданно резко швыряло вниз, попытка компенсировать "нырок" противоположной дачей ручки на себя приводила к забросу вверх со всё нарастающей перегрузкой, и дальше всё интенсивнее вниз и вверх. Ситуацию осложняло то, что предпринимаемые летчиком действия носили рефлекторный характер, направленный на прекращение колебаний. Противодействуя раскачке, он старался гасить скачки самолета по углу атаки и перегрузке, но на деле его попытки, начиная с первого движения ручкой, способствовали развитию процесса, и без того носившего нарастающий характер (подобно качелям, которые сам человек может и раскачивать, и тормозить). Стремительное развитие раскачки в секунды выводило самолет на разрушающие перегрузки или грань физически переносимых человеческим организмом с потерей зрения и, затем, сознания. B.C. Ильюшин, попадавший на такие режимы, говорил: "Организм человека очень чутко реагирует на темп нарастания перегрузки. Темп даже более воздействует на летчика, нежели сама перегрузка. Ударное нарастание перегрузки может ошеломить человека". Он же делился и секретом борьбы с возможными последствиями раскачки, преодолевавшейся быстрым снижением скорости и, соответственно, перегрузки, удержанием ручки управления в "нейтрали" без опасных рывков в крайние положения и, прежде всего, надежной фиксацией привязными ремнями в кресле, предохраняющей от бросков самолета и обманчивых ощущений (на этот счет рекомендовалось "притягиваться до посинения").

После потери самолета № 51–02 испытания пришлось продолжать на одной только первой опытной машине. Тем не менее, программа испытаний для выдачи Предварительного заключения была завершена 9 ноября 1972 года, и 30 ноября Главком подписал соответствующий акт, позволявший начать эксплуатацию самолета в строю.

С января 1973 года к испытаниям подключили еще одну машину, самолет серийного выпуска № 53–01. Полностью программа первого этапа госиспытаниий была завершена в апреле 1973 года с выполнением 152 полетов, в том числе 99 зачетных работ. От ОКБ в испытаниях участвовали летчики-испытатели Е.С. Соловьев и А.Н. Исаков, со стороны ГНИКИ ВВС — А.Д. Иванов, Н.И. Михайлов и Э.М. Колков.

Су-17М первых серий выпускались с двумя ПВД на правой стороне фюзеляжа, крылом без третьей аэродинамической перегородки и низкими гребнями на центроплане. Под фюзеляжем устанавливались два балочных держателя вооружения. На фото — самолет, служивший в Краснодарском училище

Установка нового, более мощного двигателя со значительно лучшими удельными расходами топлива привело к существенному улучшению всех летных и маневренных характеристик "эмки" по сравнению с "чистым" Су-17. Особенно ощутимы были преимущества в разгонных и динамических качествах: так, максимальные скорости у земли при стреловидности крыла 63° возросли с 1200 до 1300 км/ч, время разгона самолета без подвесок на высоте 200 м от скорости по прибору 600 км/ч до 1100 км/ч уменьшилось с 33 до 20–22 сек. Заметно улучшилась и вертикальная маневренность — его скороподъемность на форсаже у земли при сложенном крыле достигала 220 м/с, тогда как у Су-7БМ и Су-17 находилась на уровне 150–160 м/с. Наибольшая перегрузка установившегося виража Су-17 без подвесок на форсаже при положении крыла 45° и высоте полета 5000 м допускалась не более 3,9 единиц, а для Су-17М при тех же условиях она возросла на 12 % и могла доводиться до 4,4 единиц, при этом радиусы установившихся виражей на малой высоте уменьшились до 750 м, а время полного форсированного разворота — до 33 сек.

Еще более впечатляющим был достигнутый 60 % прирост дальности полета. Даже на максимальном режиме удельный расход топлива двигателя АЛ-21 Ф-3 "нулевой" серии составлял 0,9 кг/кгс-час против 0,977 кг/кгс-час у АЛ-7Ф-1-250. При полете на высоте на крейсерском режиме с минимальным расходом Су-17М расходовал 26,4 килограмма топлива в минуту, тогда как у Су-17 со старым двигателем минутный расход составлял 35,5 килограммов. Соответственно, практическая дальность полета на высоте без подвесок по сравнению с предшественником увеличилась на 635 км и составила 1615 км, а перегоночная дальность с ПТБ стала равной 2800 км против 1860 км у Су-17 "без буквы". По характеристикам дальности полета Су-17М вообще оставался непревзойденным во всем семействе, поскольку у следующих модификаций, прибавивших в весе, даже при некотором увеличении запаса топлива дальность несколько "просела".

24 мая 1973 года официально началось выполнение летных испытаний по программе этапа "Б". Их вели на машине № 53–01, доработанной с измененной установкой ПВД (ниже мы подробнее остановимся на этом нововведении). Ввиду отсутствия в ОКБ на тот момент других машин этой модификации, к испытательным работам привлекался также еще один взятый из серии самолет Су-17М № 63–05 и первый образец экспортного варианта самолета Су-20 № 55–01. В числе прочих работ была завершена отработка вооружения, которым Су-17М порядком отличался, и проведены практические пуски ракет Х-23. Полностью программа ГСИ была завершена в декабре 1973 года, однако позднее, в соответствии с дополнительными требованиями заказчика, прежде всего по вооружению, осуществлялись другие программы испытаний.

Выпуск Су-17М на ДМЗ начался в 1972 году, когда сборочный цех покинули первые 50 самолетов. Для "эмок" (как и для всех последующих модификаций) на заводе вводилась своя новая нумерация производственных серий, отличная от прежнего отсчета, имея целью запутывание вероятного противника относительно производственных возможностей предприятия. Так, производство Су-17 завершилось выпуском 94-й серии, а первые Су-17М принадлежали к 51-й. Позже серии и вовсе стали повторяться, дублируя нумерацию предыдущих модификаций (к примеру, учебные "спарки" через несколько лет пошли в производство снова с 50-х серий). По тем же соображениям на вновь выпускаемых самолетах в начале 80-х годов было приказано устранить заводские номера, прежде красовавшиеся совершенно открыто. Эти номера наносились на съемных деталях и агрегатах (к примеру, створках шасси и держателях вооружения), индивидуальных для каждого самолета, позволяя избежать путаницы при ремонте и работах, связанных с демонтажом агрегатов. С тщательностью исполняя команду, эти номера закрашивали даже на машинах в учебных заведениях, в музеях и на памятниках (следы этих стараний можно видеть даже на самолетах в музее в Монино).

Взлет истребителя-бомбардировщика Су-17'М, оснащенного двумя ПТБ

Как всегда, прежде чем первые серийные машины покинули цех окончательной сборки, над ними серьезно потрудились специалисты филиала "фирмы" Сухого на предприятии и заводские работники отдела главного конструктора и технологи применительно к особенностям производства на предприятии.

Новый самолет стал удобнее и в обслуживании. И это касалось не только силовой установки, в которую была вложена львиная доля трудозатрат, но и оборудования. Так, например, изменили расположение и размеры некоторых эксплуатационных лючков.

Что касается шасси с возможностью замены на лыжи, то с одной из серий от такой комплектации отказались. Использование лыжной приставки в эксплуатации носило скорее умозрительный характер, о чем было известно и производственникам. Решив не отягощать завод выпуском невостребованного оснащения, руководство предприятия выступило с предложением ограничить сдачу самолетов с комплектом колесно-лыжного шасси количеством, достаточным для оценки в строевой службе (к концу 1971 года таких машин выпустили уже 90 штук). В своем письме от 22 июля 1971 года в адрес ОКБ и ВВС директор завода В. Копылов предлагал с начала 1972 года прекратить изготовление лыж и монтаж на самолетах соответствующих систем управления, охлаждения и смазки (при необходимости, однако, возможность переоборудования вновь выпускаемых машин под лыжное шасси сохранялась).

На серийных Су-17М 1972 года выпуска в системе управления стабилизатором устанавливались те же, что и у предшественника, бустеры-гидроусилители БУ-220, с которыми максимальная скорость самолета по прибору ограничивалась величиной 1300 км/ч, поскольку из- за недостаточной мощности бустера возникал упор ручки управления самолетом после превышения этой скорости (летчики-испытатели характеризовали его природу как "закусывание" ручки при достижении некоторой скорости). Для устранения этого недостатка и снятия ограничения на самолетах выпуска с 1973 года устанавливались более мощные бустеры БУ-250П и Л (правый и левый), усилия на штоке которых были почти в полтора раза больше, чем у БУ-220. Принятые меры позволили полностью изжить упор ручки в системе продольного управления при всех скоростях полета, а максимальная скорость теперь ограничивалась 1350 км/ч только из условий динамической (возможен флаттер) и статической прочности (в очередной раз подтверждая правило — устранение одного ограничения ведет к появлению нового, только на очередном "витке спирали").

Прицельное оборудование самолета не претерпело изменений по сравнению с С-32.

Мощный двигатель "эмки" с солидным запасом тяги позволил поднять массу подвесок с 2,5 т у первых серий до четырех тонн. С этой целью в ходе выпуска с 63-й серии, пошедшей в 1973 году, ввели еще две точки подвески, с которыми число держателей дошло до восьми. Под фюзеляжем для этого оборудовали четыре пары узлов крепления держателей, причем, в зависимости от задачи, можно было оснастить самолет четырьмя или только двумя подфюзеляжными точками подвески, переставляя держатели соответственно заданию — в варианте установки только двух БД они крепились на среднюю, вторую и третью, пару узлов. Для их установки, в зависимости от места расположения, использовалось три типа переходных балок. Кроме того, была увеличена с 250 до 500 кг грузоподъемность внутренних крыльевых точек подвески, что позволило подвешивать на самолет до восьми "пятисоток". Как и "безбуквенный" Су-17, "Эмка" могла нести до четырех зажигательных баков типа ЗБ-500. На четыре многозамковых балочных держателя можно было подвесить 18 "соток" и еще две под крыло (всего 20 бомб стокилограммового калибра), либо восемь авиабомб по 250 кг и также две под крыло (всего 10 бомб калибра 250 кг). Показатель весовой отдачи при предельной бомбовой загрузке был значительно более высоким и по сравнению с современными Су-17М, и ударными самолетами МиГ-23Б, и Су-24 первых серий.

Су-17М

Основная опора шасси истребителя- бомбардировщика Су-17М

Установка двух балочных держателей БДЗ-57М под фюзеляжем Су-17М

Истребитель-бомбардировщик Су-17'М мог нести четыре многозамковых балочных держателя

Су-17М в одном из вариантов вооружения оснащен двадцатью авиабомбами калибра 100 кг

Блоки НАР УБ-32А-73 и пара ПТБ под крылом истребителя- бомбардировщика Су-17М

Для повышения эффективности бомбометания с целью исключения взаимного перекрытия зон сплошного поражения, когда разрывы, образно говоря, ложились в те же воронки, на Су-17М ввели три режима бомбометания: "Залп", "Серия" и "Часть". Если на Су-7БКЛ и Су-17 сброс бомб осуществлялось двумя способами — залпами по две (симметричными парами с левых и правых держателей) или сбросом всех сразу, то, начиная с "эмки", в режиме "Залп" все авиабомбы сбрасывались с интервалом в 0,1 сек, укладываясь с небольшими промежутками. Режим "Серия" позволял выбрать заранее один из наиболее эффективных интервалов сброса всех бомб в зависимости от калибра, типа цели и характеристик боеприпаса (интервалы могли составлять 0,2, 0,3 и 0,4 сек, при которых разрывы шли более рассредоточено, сплошной цепью, с небольшим перекрытием зоны поражения каждой бомбы то, что любят именовать "бомбовым ковром"). В режиме "Часть" при каждом нажатии боевой кнопки сбрасывалось по две бомбы с симметричных держателей с интервалом 0,1 сек. Позднее был добавлен и четвертый режим — "МВД". В этом случае при нажатии на боевую кнопку с многозамковых балочных держателей сходили все бомбы, серией с предварительно выбранным на земле интервалом времени.

В дальнейшем самолет получил возможность нести до шести 32- зарядных блоков УБ-32, подвешиваемых на всех крыльевых и фюзеляжных точках (прежде на Су-17 внутренние крыльевые держатели позволяли нести только менее тяжелые УБ-16). Как и на Су-17, в состав артиллерийского вооружения самолета входили две встроенные НР-30 и пара подвесных СППУ-22-01.

Для применения двух управляемых ракет Х-23 (или более совершенных Х-23М) в контейнере конуса ВЗ устанавливалась аппаратура наведения, а с машины № 70–01 Су-17М стали комплектоваться станцией в обтекаемом контейнере, подвешиваемом на пилон для балочного держателя под крыло. Контейнерное размещение позволило брать требуемую аппаратуру только для выполнения задачи, не возя с собой постоянно лишний вес и избавляя электронику от неизбежных сотрясений и вибраций в каждом полете.

В ходе серийного выпуска Су-17M получил мощное оружие против зенитных ракетных комплексов — первую противорадиолокационную ракету отечественной фронтовой авиации Х-28. Ракета предназначалась прежде всего для поражения РЛС американских ЗРК "Хок" и "Найк Геркулес".

Х-28 первоначально предназначалась для оснащения бомбардировщиков Як-28, однако там "не прижилась" и ее разработка порядком затянулась. Между тем заказчик выказывал самую серьезную озабоченность сложившимся положением, при котором во фронтовой авиации отсутствовало противорадиолокационное оружие. В то же время очевидным было, что в современной войне выполнять задания ей придется в условиях самого жесткого противодействия объектовой и войсковой ПВО противника. Если прежде ЗРК как наиболее эффективные зенитные средства присутствовали только в обороне важных стационарных объектов, то к середине 60-х годов они появились и в боевых порядках войск, непрерывно совершенствовались и поступали на вооружение в массовых количествах. Для ударной авиации встреча с современной ПВО грозила если не полным срывом выполнения задачи, то значительными потерями на грани недопустимых. К примеру, при ударе полковым нарядом сил истребителей- бомбардировщиков типа Су-17 по цели, прикрываемой батареей ЗРК "Хок", ожидаемые потери составляли не менее четверти самолетов.

Настоящим вызовом выглядело также то, что вероятный противник не только располагал противорадиолокационным оружием, но и в массовых количествах применял его в боевых действиях. Приняв в 1964 году на вооружение противорадиолокационные ракеты "Шрайк", американцы успели их опробовать во Вьетнаме. Первые пуски "Шрайк" были отмечены в апреле 1965 года, с марта 1968 года их дополнили более совершенные ракеты "Стандарт ARM", а в дальнейшем противорадиолокационное вооружение стало применяться самым масштабным образом. Интенсивность их применения была такой, что в отдельные месяцы вьетнамской стороной по РЛС и ЗРК отмечалось до сотни пусков ракет. За один только 1968 год были выведены из строя 19 вьетнамских ЗРК и еще 10 потеряли боеспособность из-за повреждений.

На вооружении отечественной фронтовой авиации ничего подобного к этому времени не было, хотя проработки подобного оружия, предназначенного для борьбы с работающими наземными РЛС, были выполнены еще в 1960 году.

Саму ракету Х-28 создавало ОКБ А. Березняка в подмосковной Дубне, использовавшее свой опыт по разработке аналогичных ракет для Дальней авиации. Те, однако, отличались существенно большими габаритами и весом, и принятые схемные решения оказались малоподходящими для изделия фронтового назначения. Справедливости ради, надо сказать, что проблемы с Х-28 во многом были обусловлены требованиями заказчика, порядком завышенными — военные настаивали на дальности не менее чем в 100 км, что требовало соответствующей мощной, тяжелой и габаритной головки самонаведения и использования жидкостного двигателя с хорошей энергетикой и большой продолжительностью работы. Добиться заданных характеристик иным путем тогда не представлялось возможным, и в итоге Х-28 оказалась самой габаритной и тяжелой из всего ракетного вооружения фронтовой авиации, ввиду чего возникла проблема применения уже созданного оружия из-за отсутствия подходящих носителей. Жидкостная ракета была громоздким, неудобным и проблемным в эксплуатации изделием, каким-то всеми нелюбимым.

Сама разработка изрядно затянулась, и сроки создания Х-28 оказались рекордно долгими — от начала работ и до принятия на вооружение прошло без малого полтора десятка лет. В конце концов, в 1967 году начали заводские испытания аппаратуры на самолете, а двумя годами спустя произвели первые пуски Х-28 с борта Як-28. Однако дальше дело не пошло: у Яковлева имелись сомнения в будущем задания — доработка давно уже снятых с производства Як-28 была под большим вопросом, а работать "на дядю" с перспективой сдачи дел более удачливому сопернику, каковым виделся Су-24, там не торопились.

В итоге дальнейшая отработка ракеты и головки самонаведения прошла на суховских машинах. Помимо Су-24, в составе вооружения которого изначально оговаривалось наличие Х-28, в качестве носителя ракеты решили приспособить и Су-17. Еще ранее, согласно выданного в 1970 году задания, целью ставилось дооснащение ракетами Х-28 находившихся в эксплуатации машин этого типа в авиаракетный комплекс. Решение состоялось благодаря инициативе главного конструктора Н.Г. Зырина, поддержанной руководством ОКБ. Разработкой аппаратуры целеуказания для суховских истребителей- бомбардировщиков занялось омское ЦКБ автоматики. Главным конструктором системы, получившей наименование "Метель", стал Б. Прасолов. Предполагалось также использование противорадиолокационного комплекса с ракетами Х-28 и "Метелью" на МиГ-27, однако громоздкое изделие никак не умещалось на подвеске небольшого истребителя-бомбардировщика и работы не пошли дальше проектных изысканий.

Управляемая ракета Х-28

Для выполнения работ по оснащению истребителей-бомбардировщиков ОКБ П.О. Сухого противорадиолокационными ракетами использовался один Су-7БМ. Самолет был ранее передан из состава ВВС в распоряжение ОКБ и служил для проведения ряда работ с новыми ПТБ и отработки другого оборудования. В декабре 1971 года самолет был доработан с установкой пускового устройства ПУ-28С для подвески ракеты и контейнера со станцией управления "Метель". До января 1972 года на нем выполнялись скоростные рулежки с отрывом носового колеса для уточнения возможности транспортировки крупногабаритной Х-28 под фюзеляжем с проверкой весьма небольших просветов между ракетой и ВПП. Поскольку зазор между нижней частью изделия и землей был крайне невелик, касание полосы ракетой с жидким топливом и окислителем грозило взрывом. Для оценки зазоров в хвостовой части Х-28 установили законцовку из пенопласта, которая при первом же испытании была стесана на 30–40 мм.

Потребовалось доработать подвеску, а также определить рекомендации по взлету и посадке самолета с подвешенной Х-28 с учетом угла тангажа самолета и посадочного веса. Кроме макета ракеты, в первых испытательных полетах с целью замера расстояния от Х-28 до поверхности ВПП при посадке с максимальным весом для загрузки самолета под крыло вешали ПТБ на 640 литров или новые ПТБ-1150.

24 мая 1972 года самолет был перегнан летчиком-испытателем Е.С. Соловьевым на аэродром ГНИКИ ВВС для продолжения испытаний. Первый полет с ракетой Х-28 в Ахтубинске был выполнен летчиком- испытателем А.Н. Исаковым. Через месяц после устранения мелких замечаний начались полеты с Х-28 на полигон с выполнением прицеливания и пуска ракет по радиоизлучающим мишеням. Первый результативный пуск Х-28 с "сушки" 7 июня 1972 года произвел С. Александров. Кроме А. Исакова и С. Александрова, полеты на отработку X- 28 выполняли летчики-испытатели С. Смирнов, С. Лаврентьев и В. Хомяков, сопровождающим испытания от разработчика был М. Шоев, ведущим конструктором на этих и других испытаниях от суховского ОКБ — А.А. Слезев. Данные, полученные в ходе этой работы, в дальнейшем были использованы для разработки системы подвески Х-28 под Су-1 7М.

Применительно к Су-17М работы были развернуты в соответствии с уточненными ТТЗ заказчика, предусматривавшими оснащение самолетов этого типа, начиная с 1974 года, оборудованием для применения противорадиолокационных ракет Х-28, лазерных Х-25 и ракет воздушного боя К-60 (Р-60). Отработка Х-28 и системы управления "Метель" на G/-17M велась на базе ГНИКИ ВВС в течение 1974 года. Размещение такого весьма крупного изделия, как Х-28, на подвеске истребителя-бомбардировщика оказалось непростым делом. Ракету было решено подвешивать по уже отработанной на Су-7БМ схеме — под фюзеляжем, по оси симметрии самолета, избегая проблем при боковой подвеске или подкрыльевом несимметричном размещении (рассматривался вариант такой подвески с уравновешиванием одним ПТБ на противоположном узле, сбрасываемым при пуске ракеты, но от такого подхода сразу отказались из-за сложности реализации на практике).

Ракета была достаточно большим и тяжелым изделием длиной 6 м и с размахом крыла 1,4 м, весившим в снаряженном и заправленном состоянии 715 кг. Она несла мощную фугасную боевую часть массой 157 кг с активной оболочкой. Подрыв БЧ осуществлялся взрывательным устройством по команде от контактных датчиков или оптическим неконтактным взрывателем РОВ-5, срабатывавшим на высоте около 5 м над целью, что существенно повышало эффективность поражающего действия боевой части ракеты по ажурным антенным системам и кабинам управления РЛС.

Х-28 имела двухрежимный жидкостный ракетный двигатель и при пуске с высоты 11 км при скорости носителя 1400 км/ч могла поражать цели на дальности до 90 км (максимальная дальность пуска ракеты значительно зависела от скорости носителя и высоты пуска и могла достигать 120 км). Правда, в реальной обстановке рекомендовалось производить пуски с высот от 300 до 500 м и на скорости 750-1000 км/ч, что ограничивало дальность отметкой 35–43 км, но и это было неплохо. Основные типы ЗРК противника могли быть атакованы вне пределов их зон эффективного поражения. Высота полета ракеты при пуске с высоты 300 м с "подскоком" по баллистической кривой достигала 7–8 км, а с 11000 м — 18 км. Максимальная скорость полета Х-28 достигала 2770 км/ч. За столь высокие показатели пришлось заплатить трудностями в эксплуатации — токсичные и самовоспламеняющиеся компоненты топлива требовали сложной и небезопасной системы хранения и заправки.

Для наведения на цель Х-28 оснащалась пассивной головкой самонаведения и автопилотом. Применение ракеты предусматривалось, в основном, по целям с заранее разведанным местоположением, поскольку самостоятельный поиск и уничтожение объекта для экипажа из одного человека, занятого также прочими заботами (пилотирование, штурманские задачи, боевое маневрирование и прочее) был уже избыточно сложен.

Су-17М, подготовленный к применению ракеты Х-28. Самолет оснащен контейнером с аппаратурой управления под крылом

Для управления поиском и захватом головкой самонаведения ракеты излучающих наземных РЛС, определения нахождения носителя в зоне разрешенных пусков, выдачи на ракету сигнала разрешения пуска, контроля работоспособности станции, а также сигнализации о пожаре на борту ракеты (в этом случае ее следовало немедленно сбросить аварийно) на правую внутреннюю подкрыльевую точку самолета подвешивался контейнер с аппаратурой управления "Метель". Контейнер весил 90 кг, из которых собственно на блоки аппаратуры приходилось всего 20 кг, остальное составляли система охлаждения, электроагрегаты и конструкция.

В отличие от ранее созданных систем пеленгации и целеуказания, имевших свои пассивные средства обнаружения радиолокационного излучения и достаточно громоздких, в новой, значительно более простой и легкой аппаратуре управления задействовалась головка самонаведения самой ракеты, которая и обеспечивала получение системой информации об излучающих целях. Для индикации летчику положения PЛC-цели и команд на подготовку пуска, а также для контроля работоспособности "головы" ракеты в кабине самолета устанавливался специальный пульт на месте панели управления бомбардировочным прицелом.

Задача летчика, в общем случае, сводилась к выводу самолета в район цели и, после пеленгации объекта и выполнения подготовки, занятию намеченной зоны пуска и производству стрельбы. Поиск цели при этом можно было осуществлять в диапазоне ±20° по направлению полета. Пуск ракеты мог выполняться с горизонтального полета при сопровождении цели в секторе ±5° по курсу, а определение нахождения самолета в зоне разрешенных дальностей пуска ракеты на высотах более 5 км выполнялось автоматически, с учетом информации о высоте полета и угле места цели. На высотах менее 5 км разрешенная зона определялась летчиком по скорости и времени после пролета заранее намеченного наземного ориентира. Таким образом, если в первом случае достаточно было знать только район цели, то во втором еще до вылета требовалось иметь точные координаты объекта атаки для привязки к ним наземного ориентира.

Саму ракету Су-17M нес на пусковом устройстве ПУ-28С — внушительной стокилограммовой балке, устанавливаемой под фюзеляжем самолета на узлы крепления, расположенные на шпангоутах № 20 и № 23. При пуске ракета сходила с ПУ-28С против полета при помощи толкателя, приводимого в действие пневмопистолетом, для чего устройство оборудовалось собственной воздушной системой с баллоном сжатого воздуха. Двигатель Х-28 в целях безопасности носителя запускался уже на траектории, после отхода от самолета (сам его запуск напоминал самый настоящий взрыв с многометровым хвостом пламени, грозя повреждением машины). В аварийной ситуации ракета сбрасывалась с пусковой с помощью пиропатрона. Для обеспечения подвески Х-28 потребовалось произвести некоторые доработки фюзеляжа носителя: дело было в том, что выполненная по нормальной самолетной схеме со средним расположением крыла и горизонтального оперения ракета имела достаточно высокое оперение с верхним и нижним килями. Нижняя часть киля на подвеске складывалась, поворачиваясь набок, а верхняя часть из-за небольшого "клиренса" самолета утапливалась в специальный "карман", оборудованный в одном из люков обслуживания двигателя на "брюхе" самолета.

Испытания комплекса шли далеко не гладко, хватало проблем и с доводкой аппаратуры, и с ракетой. Само пусковое устройство весом в сотню килограммов было весьма громоздким сооружением, пристроить которое на самолете оказалось непростой задачей. Поначалу ПУ- 28С с подвеской макета ракеты отрабатывали на раме, имитирующей самолет. Оснащенное колесами устройство таскали по полосе, наклоняя его так и этак на углы, соответствующие тангажу и доводившиеся до взлетных, и оценивая поведение ракеты на подвеске. Первоначальную конструкцию пусковой забраковали, поскольку ракета на взлетающем самолете находилась буквально впритирку к земле. Потребовалось вмешательство первого заместителя генерального конструктора Е.А. Иванова, в числе прочих обязанностей ведавшего летными испытаниями, чтобы убедить разработчиков конструкции переделать ее, уменьшив высоту до приемлемого значения. 15 октября 1972 года при одном из первых пусков Х-28 из-за отказа автопилота ракета сразу после схода с самолета принялась выполнять непредсказуемые маневры, крутясь вокруг собственной оси, потеряла консоль крыла и упала невдалеке от места старта. Пируэты ракеты выполняла, что называется, перед носом самолета, пилотируемого летчиком-испытателем В. Хомяковым, доставив тому несколько неприятных мгновений.

При больших размерах и, особенно, высоте Х-28 для возможности её подвески на Су-17'М в одном из двигательных люков был сделан специальный "карман", куда утапливалась часть киля ракеты

Носовая опора шасси самолета Су-17М.

В силу важности задания работы по теме велись, далеко выходя за рамки обычного рабочего времени и практически без выходных. Для ускорения работ руководство решило не ограничиваться директивными методами, принятием личных соцобязательств и тому подобными мерами, пойдя на привлечение материального стимула: в распоряжение руководителя испытательной бригады на поощрение участников были выделены 10 тысяч рублей — немалая по тем временам сумма, которой с лихвой хватило бы на покупку пары "Жигулей". Внушительное изделие собирались предъявить высшему руководству страны на "Кристалле-72" — очередном показе военной техники, планировавшемся на июль 1972 года. На демонстрации достижений особо настаивало руководство МАП, и испытательная бригада подготовила самолет с Х-28, однако, в конце концов, от затеи отказались, сочтя преждевременным выставлять не только не прошедшее испытаний, но и еще не опробованное вооружение.

Госиспытания комплекса вооружения Су-7-28 были завершены 15 ноября 1973 года, а на Су-17М они продолжались до апреля 1974 года. Такие сроки можно было оценить как весьма сжатые, с учетом новизны и сложности задачи. С первой половины того же 1974 года все выпускавшиеся Су-17М сдавались с оснащением для применения ракет Х-28. Ряд уже построенных машин Су-17М дорабатывался под комплекс Х-28 непосредственно в строю.

Располагая ракетами Х-23 и Х-28, истребители-бомбардировщики Су-17М имели практически весь набор тогдашнего управляемого вооружения фронтовой авиации. В этом отношении «су-семнадцатые» вплоть до конца 70-х годов не уступали даже фронтовым бомбардировщикам Су-24, с появлением которых связывались многочисленные надежды на обновление ударной авиации.

Уже в ходе строевой эксплуатации арсенал нового истребителя- бомбардировщика пополнили. Чтобы уменьшить разницу в оснащении и боевых возможностях и приблизить ранее выпущенные самолеты Су-17 и Су-17М по эффективности к новейшим Су-17М2 (о них речь пойдет позже), в 1974 году было принято совместное решение МАП и ВВС по дальнейшему повышению боевой эффективности этих машин. "Легкие" неуправляемые ракеты С-5 дополнили более солидными С-8 в 20-ствольных блоках Б- 8М или Б-8М1 (80 НАР в четырех блоках), начали использовать и мощные НАР С-25-О или С-25-ОФ в одноразовых пусковых 0-25, которые были приняты на вооружение в июне 1975 года. Правда, их можно было взять всего пару, так как для подвески годились лишь крайние балочные держатели — пуск с других грозил помпажом, с которым трудно было бороться даже новой системе предупреждения и ликвидации помпажа (СПП), внедренной на Су-17М с 63-й серии взамен ранее устанавливавшейся системе аварийного выключения (АО). Новая СПП срабатывала на всех высотах и скоростях полета с работающей системой СУНА при пусках НАР или управляемых ракет (в момент нажатия боевой кнопки "ПОДВЕСКИ"), а также автоматически на высотах более двух километров (независимо от скорости) и числах М более 0,65 (независимо от высоты) без стрельбы. При срабатывании системы, выдающей команду на отсечку подачи топлива в камеру сгорания двигателя на 0,3 сек (от боевой кнопки или по сигналам о превышении температуры газов за турбиной), происходило кратковременное снижение температуры газов за турбиной двигателя на 50-100 °C° и незначительное падение его оборотов с последующим их восстановлением через 4–6 секунд, тем самым предотвращая перегрев ТРДФ. В начальный период эксплуатации новой системы автоматическое восстановление исходного режима работы двигателя не было задействовано — при срабатывании СПП летчику высвечивался сигнал "ЗАПУСК" и происходил резкий провал оборотов и падение температуры газов за турбиной ТРДФ, после чего он вручную (как и при срабатывании АО) должен был перевести РУД на упор "СТОП" и произвести запуск двигателя в воздухе.

Разработка тяжелой неуправляемой авиационной ракеты С-25 была начата в КБ Точного Машиностроения согласно Постановлению Совмина от 28 августа 1965 года. Госиспытания ракет проводились на Су-17М в октябре 1974 — январе 1975 года в Ахтубинске ведущими летчиками-испытателями Н. Рухлядко и П. Кузнецовым. Кроме испытаний на боевую эффективность, оценивалась и стойкость НАР к аэродинамическому нагреву в скоростном полете, для чего мощная боевая часть ракеты защищалась зазором между ее корпусами, а двигатель — трубой одноразовой пусковой установки. Для этих испытаний в горизонтальном полете и пикировании на высотах 25 — 3000 м при скорости носителя 1200–1500 км/ч использовались весовые макеты НАР, оборудованные термодатчиками и радиотелеметрической аппаратурой.

Су-17'М одной из последних серий на аэродроме Нижнетагильского института испытания металлов

В ходе выпуска последних серий машины были введены новые, специально разработанные для Су-17 подвесные баки ПТБ-800 емкостью, по 800 л (их реальная вырабатываемая емкость была даже больше и составляла 840 л). Новые баки были приняты с учетом того, что имевшиеся ПТБ-1150 были несколько великоваты и их подвеска ощутимо сказывалась на поведении самолета, из-за чего их рекомендовалось использовать при выполнении заданий с неманевренными режимами (полеты на дальность и перегонка). Испытания прошли два варианта новых баков, емкостью 950 л и 800 л, после чего приняты были баки второго исполнения, ставшие обычным вариантом снаряжения всех модификаций Су-17. Разработали также унифицированный вариант ПТБ, состоявший из набора носовой и хвостовой частей, соединявшихся со сменной центральной секцией, с помощью которых можно было собрать бак требуемой емкости ПТБ- 800 или ПТБ-1 150, однако практического применения такой "конструктор" не получил. На самолет можно было подвесить до четырех баков типа ПТБ-800 либо комплект из пары ПТБ-1150 и двух ПТБ-800 для дальних перелетов. Подвеска одновременно четырех объемистых 1150-литровых баков не допускалась как по весовым соображениям, "зашкаливая" за допустимую четырехтонную нагрузку, но еще более с учетом неблагоприятного влияния на устойчивость и управляемость машины с габаритными "сардельками" (с появлением более совершенных модификаций самолета это ограничение пересмотрели, о чем мы еще будем говорить ниже). А еще вместо старого указателя угла атаки и сигнализатора опасных углов устанавливалась более совершенная система, выдававшая на указатель в кабине информацию о текущих и предельно допустимых значениях угла атаки и вертикальной перегрузки и предупреждавшая световым сигналом летчика о предельно допустимых значениях этих параметров. Для упрощения восприятия летчиком шкалу прибора разделили на два сектора (на прежней модели их было три, что распыляло внимание летчика) — предупреждающий с черно-желтой "зеброй", соответствующей выходу на местные углы атаки 18–24°, и красно-черный для углов 24–35°, опасных по управляемости самолета.

Постановлением Совета Министров от 11 ноября 1974 года самолет Су-17М был принят на вооружение. Выпуск "эмки" продолжался до 1975 года, когда последний, 251-й серийный самолет покинул сборочный цех.

Су-17М (зав. № 53–01) в ходе испытаний был доработан под установку аварийной ПВД на левой стороне фюзеляжа. Самолет несет четыре блока неуправляемых ракет УБ-32А и два пушечных контейнера СППУ-22

Летчик- испытатель ЛИИ МАП А.А. Муравьев

Предельные коэффициенты подъемной силы самолета Су- 17М (стреловидность крыла 63 °, без подвесок)

Производство Су-17 и Су-17М два года шло параллельно и многие новации они получали практически одновременно. Первые экземпляры "эмовского" варианта не имели третьей аэродинамической перегородки на неподвижной части крыла, а основной и аварийный приемники воздушного давления располагались, как и на Су-17 "без буквы", на которых оба приемника размещались с правой стороны фюзеляжа. Из-за этого самолет имел различные характеристики левого и правого сваливания по причине несимметричного срыва потока на больших углах атаки (самолет с выходом на срывной режим охотнее валился в левую сторону, а выводить его из-за асимметричного обтекания было сложно). После того, как в дело включились специалисты ЦАГИ Г.И. Головатюк и Н.Н. Долженко, выполнившие испытания моделей самолета в штопорной аэродинамической трубе, удалось выявить причины неприятностей со штопорными характеристиками. По их заключению, дело было в неудачном размещении штанг ПВД, сгруппированных в носовой части фюзеляжа с одной, правой, стороны и, особенно, их заделки, "парусом" выступавшей сбоку, буквально провоцируя здесь начало срыва потока. Ученые выдали рекомендации по доработке Су-17: по их мнению, обеспечить избавление машины от недостатков возможно было способом таким же простым, как и их причины, разнеся основную и аварийную ПВД симметрично.

Ведущий аэродинамик суховской фирмы И.Е. Баславский оценил рациональность решения и тут же организовал его испытания на доработанной машине, без промедления внедрив в серии. Для устранения этого явления в 1974 году в ходе выпуска Су-17М на центроплане установили третью аэродинамическую перегородку, а аварийный ПВД был вынесен с борта фюзеляжа и установлен на штанге впереди за кромкой воздухозаборника, придав самолету характерное обличье. Удачное решение было распространено и на большинство уже построенных Су-17 и Су-17М, которые прошли соответствующую доработку в 1975 — 76 годах. Минимальные скорости, на которых самолет продолжал держаться и воздухе без выхода на критический режим, за счет этих новшеств удалось уменьшить на 20–30 км/ч.

Перенос ПВД улучшил характеристики сваливания (пропала разница между левым и правым), а также привел к практически полному исчезновению путевой и поперечной разбалансировки на малых скоростях полета и увеличил коэффициент подъемной силы сваливания на 8 — 14 %. В ходе испытаний при стреловидности крыла 30° без подвесок приборная скорость сваливания в горизонтальном полете равнялась 220–240 км/ч, а при 63° — 240–260 км/ч без подвесок и 270

— 300 км/ч с подвесками. Самолет с выпущенными закрылками и предкрылками выводили на скорость 1 60 — 170 км/ч, без механизации — до 180–200 км/ч. При этом он не сваливался, а парашютировал, снижаясь с небольшой раскачкой по крену. Сваливания не происходило и при боевом маневрировании с выполнением крутых виражей и боевых разворотов. Даже в случае полной потери скорости в верхней точке фигуры самолет не сваливался, а опускал нос и пикировал с потерей скорости. При сложенном крыле допустимые скорости были несколько выше, однако летчику удавалось удерживать машину от сваливания элеронами даже с крылом на стреловидности 63о до скорости 260–310 км/ч, а подключая к работе путевое управление — и до 150–170 км/ч. Покачивание с крыла на крыло, говорившее о приближении критических углов атаки по мере падения скорости, являлось надежным сигнализирующим признаком для летчика о близости опасного режима (прибор прибором, но личные ощущения и рефлексы человеку свойственно воспринимать острее всякой другой информации). По отзывам летчика-испытателя А.Н. Квочура, Су-17 в отношении срывных и штопорных качеств прощал летчику многие ошибки, придавая больше доверия к машине и, в отличие от того же МиГ-23, не таил каких-либо неожиданно неприятных свойств.

Того же мнения придерживался и С.А. Микоян, занимавший к этому времени должность заместителя начальника ГНИКИ ВВС: "Машина вначале сваливалась на крыло без предупреждения тряской, мы тогда боролись с этим явлением. Я полетел, свалился, сделал полвитка и вывел. Потом установили вторую трубку ПВД. Все изменилось. Появилась предупредительная тряска, и вообще сваливание пропало". Большой объем работ по исследованию срывных и штопорных характеристик Су-17 провели в ЛИИ И. Волк, В. Лойчиков и В. Гордиенко.

Оценить достигнутые результаты, напрямую связанные с расширением возможностей машины, безопасностью полетов и, не в последнюю очередь, с уверенностью летчиков в технике, можно на примере сравнения с поведением МиГ-23 и МиГ-27 на таких режимах: при выходе на большие углы атаки, близкие к критическим режимам, сваливание самолета с прямым крылом, как и со сложенным на большую стреловидность, наступало уже на приборной скорости 260–290 км/ч, а при полете со скольжением в ходе выполнения маневров — и того быстрее, на меньших скоростях и углах, нося резкий характер с интенсивным развитием самовращения. В отношении поведения на срывных режимах и штопорных характеристик МиГ-23/27 были до такой степени не подарком, что это признавалось самими испытателями фирмы и являлось предметом многих полетных ограничений.

Взлет Су-17М, оснащенного двумя ПТБ на 600 литров. ВВС ЗабВО, начало 80-х годов

Су-17М из состава 189-го гвардейского апиб на рулежной дорожке аэродрома Борзя.

Причиной, по которой "обычные" Су-17 оставались в производстве и их выпуск даже превосходил "эмки", был сохранявшийся дефицит новых двигателей и проблемы с их доводкой. В 1976 году возникновение титанового пожара из-за дефекта маслосистемы привело к потере Су-17М, пилотируемого летчиком- испытателем ЛИИ А.А. Муравьевым. Выполняя задание, летчик столкнулся с полной потерей управления и неконтролируемым поведением самолета — тот словно начал кувыркаться через голову самым немыслимым образом: "Я гнал горизонтальную площадку на максимальной скорости. Должен был по программе изменить режим работы двигателя. Однако вследствие чрезмерных деформаций хвостовой части фюзеляжа и из-за масляного голодания, очевидно, заклинило главный подшипник двигателя и начался очень быстро распространяющийся титановый пожар. Этого я в полете не успел узнать, поскольку уже через полторы секунды после этого происшествия меня заставил катапультироваться сильный удар головой о бронезаголовник — спас защитный шлем, у которого был разбит полностью светофильтр, а также подтолкнули к энергичным действиям быстрые и неприятные изменения перегрузки. Высота полета при этом была 900 метров". Насколько серьезной была проблема, можно судить по тому, что из пяти Су-17М, потерянных ВВС в летных происшествиях в 1976 году, три машины разбились из-за того же разрушения компрессора двигателя в воздухе с последующим развитием пожара.

Всего в ходе испытаний к осени 1975 года были потеряны пять «Су-семнадцатых» с летчиками МАП, из них два — с гибелью летчиков. Из- за невыхода из штопора пришлось катапультироваться В. Лойчикову, на заводе в течение полугода погибли два летчика. Испытатель комсомольского завода В.А. Волк разбился на Су-17 4 октября 1972 года. Причиной явилась промашка летчика, выполнявшего самовольный пилотаж на малой высоте. Пятью месяцами спустя, 7 марта 1973 года, при сходных обстоятельствах погиб в катастрофе Су-17 заводской испытатель Г.Д. Гордейчик. Молодой летчик, недавний выпускник Школы испытателей, после выполнения основного задания занялся непредусмотренным его планом пилотажем в зоне и при очередном маневре в глубоком крене столкнулся с землей. Моральную ответственность за эти катастрофы приписали заводскому испытателю Эйсмонту, который отлично владел машиной и неоднократно выполнял "фирменный трюк", демонстрируя маневренные возможности Су-17 в пилотаже у самой земли, который буквально заставлял замирать присутствующих. На него старалась равняться и молодежь заводской испытательной станции, однако плата оказалась чрезмерной…

Тем временем появилось Постановление ЦК КПСС и Совмина СССР от 16 октября 1971 года и, следом, конкретизирующий это распоряжение Приказ Министра авиационной промышленности от 16 декабря 1971 года, которым ОКБ ставилась задача по создания экспортной модификации истребителя- бомбардировщика Су-17М. Руководство ВПК и отрасли обоснованно считали, что имевший неплохой коммерческий успех Су-7БМК на рынке требовал достойного продолжения. Решением военно-промышленной комиссии ЦК КПСС от 16 февраля 1972 года ОКБ П.О. Сухого было задано создание как новой модификации истребителя-бомбардировщика для отечественных ВВС, так и экспортного варианта уже освоенного промышленностью Су-17М. Последовал еще ряд распоряжений, а также совместных решений МАП и ВВС, устанавливавший конкретную комплектацию экспортной машины, с окончательным приказом МАП от 22 марта 1972 года, задававшим постройку и передачу на испытания двух экземпляров экспортного образца самолета. Самолеты следовало представить в разных исполнениях: Су-17МКИ, соответствующем конструктивной базе Су-17М, и Су-17МК, который должен был сочетать фюзеляж Су-17M и крыло неизменяемой стреловидности по типу Су-7Б. Оборудование и состав вооружения обеих модификаций планировались одинаковыми и несколько упрощенными по сравнению с предусмотренными для базового самолета Су-17M.

Самолет С-32МКИ (зав. № 55–01) — первый экземпляр «коммерческого» истребителя-бомбардировщика Су-20

Техническая документация по обоим вариантам экспортного самолета была выпущена ОКБ уже в 1-м квартале 1972 года. Первый экземпляр самолета экспортного исполнения был построен в Комсомольске-на-Амуре на базе одной из серийных "эмок" к осени 1972 года и, без облета на месте, доставлен на базу ОКБ П.О. Сухого в ЛИИ уже в середине ноября. 13 декабря 1972 года машина выполнила первую рулежку, а через два дня летчик-испытатель А.Н. Исаков поднял С-32МКИ (№ 55–01, "КИ" — от словосочетания "коммерческий, изменяемой стреловидности") в воздух. В серии самолет получил фирменное обозначение С-32МК и экспортное — Су-20.

Еще до первого полета, 20 ноября 1972 года, новейший самолет с выкладкой вооружения был продемонстрирован в Кубинке потенциальным покупателям — делегации ВВС Египта, произведя на тех хорошее впечатление. Поскольку самолет еще не поднимался в воздух, в Кубинку его доставили по земле, буксируя ночью по шоссе, и так же вернули на базу ОКБ в Жуковском. Поскольку базы в Жуковском и Кубинке находились в противоположных частях области, самолету пришлось проделать по подмосковным дорогам немалый путь, "накрутив" на своих колесах добрых триста километров. Всё это время в кабине, как и полагалось при буксировке, находился техник самолета, а поскольку тащить самолет разрешалось со скоростью не больше 15 км/час, ему пришлось провести там всю ночь (к сожалению, не сохранилось имя техника, согласившегося проделать такой вояж в тянущемся на буксире зачехленном секретном изделии). Для связи с "экипажем" в кабину тягача протянули шнур самолетного переговорного устройства. Транспортировку сопровождала машина-"воздушка" для подкачки воздушной системы, необходимой при торможении.

Сразу же после облета, которого пришлось ожидать почти месяц из-за плохой погоды, самолет вновь отправили в Кубинку, теперь уже своим ходом, по воздуху, представив в полете военному руководству Сирии. Через шесть дней B.C. Ильюшин на С-32МКИ выполнил десятиминутный полет в присутствии министра обороны Ирака — еще одной страны, заинтересованной в приобретении современной отечественной авиатехники (самолет для этого специально перебазировали в Сухуми, где гостил высокий сановник из соседнего государства). Этот показ сочетался с целой программой переговоров по продвижению отечественного вооружения и военной техники для иракской армии в рамках только что подписанного с правительством Саддама Хусейна Договора о дружбе и сотрудничестве. Для переговоров с перспективным (и далеко небедным) союзником тогда в Сухуми прибыли Министр обороны Маршал Советского Союза А.А. Гречко в сопровождении Главкома ВВС главного маршала авиации П.С. Кутахова, а для доставки и демонстрации авиатехники одного только суховского ОКБ были задействованы четыре гигантских транспортных Ан- 22. За отличную технику пилотирования летчик-испытатель ОКБ B.C. Ильюшин по окончании показа был удостоен подарка — дорогих наручных часов с гербом от министра обороны Ирака.

Госиспытания экспортной модификации начались 16 января 1973 года в ГНИКИ ВВС и закончились 14 декабря того же года. Уже 22 марта было выдано предварительное заключение о возможности эксплуатации и поставки самолета на экспорт. В ходе испытаний, в основном, отрабатывалось вооружение самолета, причем темп работ был весьма высоким — так, за январь 1973 года на машине № 55–01 выполнили два десятка зачетных работ со стрельбой и бомбометанием. Поскольку вопрос имел ощутимое коммерческое значение, уже в марте 1973 года было оформлено предварительное заключение по испытаниям, давшее "зеленый свет" возможности экспортных поставок.

Самолеты Су-20 на экспорт шли в двух вариантах комплектации — "А" и "Б". Первые предназначались для поставок в страны Варшавского Договора. Их оборудование и, прежде всего, система опознавания, мало отличались от устанавливаемой на самолетах, предназначавшихся для собственных ВВС. Машины в комплектации "Б" направлялись остальным заказчикам, преимущественно в страны "третьего мира".

Самолет С-32МКИ (зав. № 55–01) — первый экземпляр «коммерческого» истребителя-бомбардировщика Су-20. После завершения испытаний самолет № 55–01 был передан в качестве наглядного пособия в Васильковское военное авиационно-техническое училище

"Коммерческие" Су-20 строились с 1973 по 1975 год. Всего было выпущено 138 машин этой модификации, которые были поставлены в Египет, Ирак, Сирию и Польшу. Их общим отличием от Су-17М была возможность подвески на АПУ-13М-2 до четырех "оборонительных" ракет ближнего боя Р-ЗС (позднее в ходе доработки, выполненной на ряде машин в 1978 году, была обеспечена также возможность использования более современных ракет Р-13М) с тепловой головкой самонаведения (ТГС), чего не было на своих самолетах. Под фюзеляжем устанавливались четыре узла подвески вооружения, по типу введенных с 1973 года на Су-17М. Вместо неразрешенных к экспорту СППУ- 22–01 самолет мог нести до четырех пушечных контейнеров УПК-23- 250. Эти установки были попроще (да и подешевле) и несли неподвижные пушки ГШ-23Л с боезапасом в 250 патронов. Самолет мог нести до четырех пушечных контейнеров типа УПК-23-250, два под фюзеляжем и два под крылом. Их испытания на "суховских" машинах были проведены на Су-7БКЛ в ГНИКИ ВВС в 1972 году ведущим летчиком- испытателем В.П. Хомяковым.

Для автоматического и непрерывного определения дальности до воздушной цели, относительной скорости сближения с ней, выдачи сигнала разрешения пуска Р-ЗС и ряда других параметров в пустовавших объемах конуса воздухозаборника установили радиодальномер. Он работал совместно с оптическим прицелом и вычислителем разрешенной дальности и позволял определять расстояние до цели в диапазонах от 300 до 7000 м с ошибкой 20-100 м. Еще одним необходимым отличием экспортных машин было исполнение эксплуатационных трафаретов и бирок оборудования в кабине на иностранном языке — английском или французском, по принятому в стране-заказчике (к слову, не все самолеты экспортного исполнения попадали к заказчику — в некоторых случаях за время изготовления машин успевала измениться конъюнктура и отношения со вчерашним "надежным партнером", поставка отменялась и, если самолеты пристроить никуда не удавалось, их передавали отечественным ВВС, где те, на удивление летчикам, так и оставались летать с иноязычными надписями в кабине).

Аппаратуру наведения ракеты Х-23 в серии на Су-20 не устанавливали, поскольку эта ракетная система для поставок за рубеж тогда не предназначалась. Однако позднее, в 1978-79 годах, запрет был снят и ряд экспортных машин прошел доработку с комплектацией подвесной станцией наведения, обеспечивающей применение ракет Х-23.

Приборная доска истребителя- бомбардировщика Су-20

Катапультное кресло КС4С-32 в кабине Су-20. Справа от заголовника кресла видна ручка лебедки поясного подтяга

Левый борт кабины Су-20

Правый борт кабины Су-20

В процессе производства «коммерческие» машины получили новшества по типу внедрявшихся на Су-17М с оснащением симметричной аварийной ПВД (первые серии несли оба ПВД по правому борту). Последние серии Су-20 имели несколько иное расположение ряда антенн и централизованную заправку топливом открытым способом.

В ходе эксплуатации ряд польских Су-20 был доработан в разведчики (иногда называемые Су-20Р), получив возможность нести под фюзеляжем контейнер комплексной разведки. Отработка возможности оснащения самолета разведконтейнером была проведена ОКБ П.О. Сухого весной и летом 1976 года.

На базе экспортной машины в 1973 году был создан опытный С-32МК (этот же индекс в серии был присвоен самолету Су-20) с неподвижным крылом. Надо сказать, что идея "запасного варианта" Су-17М с крылом неизменяемой геометрии прорабатывалась ОКБ еще до этого — его тема возникала в переписке руководства серийного завода с лета 1971 года, когда только велась подготовка к выпуску "эмки", однако тогда без положительного решения. Самолет стал единственным в 95-й заводской серии, замыкавшей выпуск "простых" Су-17, имея заводской номер № 95–00. Он имел старое неподвижное крыло от "шеститочечного" Су-7БМК, но с двумя дополнительными держателями возле фюзеляжа по типу Су-17, а все остальное — от "двадцатки". Поскольку самолет, именовавшийся еще G/-17MK, в основном, сохранял качества прежней модели, его иногда описывали как "су-седьмой" с новым двигателем". Надеялись, что меньший вес, выигранный за счет устранения достаточно громоздкого узла поворота консолей, и мощный двигатель повысят характеристики, а стоимость и эксплуатационные расходы заметно снизятся. Одновременно за счет возврата к цельному крылу высвободились его внутренние компоновочные объемы, за счет чего запас топлива увеличивался на 400 кг.

Самолет был изготовлен заводом уже в конце июня 1972 года, а в начале октября прибыл на базу ОКБ в Жуковский. Здесь работы приостановились до самого Нового года — выяснилось, что потенциальный заказчик в лице ВВС Египта уже сделал выбор в пользу Су-20, и судьба самолета без экспортных перспектив оставалась неочевидной. Решили, однако, все же провести заводскую часть испытаний для определения основных летных характеристик самолета. Ведущим инженером был назначен А.А. Хевеши. Самолет был вновь подготовлен к испытаниям в январе 1973 года.

С-32МКИ в ходе испытаний вооружения. Самолет несет блоки НАР УБ-32А-73 и Б-8М под крылом и пушечные контейнеры УПК-23-250 под фюзеляжем

Су-20 ВВС Польши. В отличие от Су-17'М, в контейнере конуса воздухозаборника на "коммерческих" машинах устанавливался радиодальномер

Истребитель-бомбардировщик Су-20 с вариантом бомбардировочного вооружения, включающего в себя 20 бомб ОФАБ-100-120 на МБД и пару ФАБ-250М-54 на БДЗ- 57М под центропланом. Впереди выложены патронные ленты к пушкам

Первый полет самолета был выполнен летчиком-испытателем В.А. Кречетовым 5 февраля 1973 года. В последующих полетах В.А. Кречетовым на машине были выполнены скоростные площадки и полет на потолок, показавшие хорошие разгонные качества самолета. Кречетов сумел достичь на нем высоты 18000 м, на полторы тысячи больше, чем у обычных машин. Летал на машине также B.C. Ильюшин. Но работы в этом направлении были быстро свернуты. Зарубежные заказчики требовали новейшую технику. При этом многие получали оружие в кредит и не особенно беспокоились о его стоимости.

Напоследок машину решили использовать в качестве летающей лаборатории для летных испытаний системы бортовых измерений. Ведущим инженером по этой работе был назначен А.А. Слезев. Работы по этой теме начали в январе 1974 года. Самолет к этому времени стоял без двигателя и его надлежало восстановить. Однако в ход работ вмешался непредвиденный казус — прибывший новый двигатель оказался в компоновке, предназначенный для МиГ-23Б и напрочь не подходил по посадочным местам и арматурной обвязке. Последовала волокита с обменом, из-за чего сборка машины затянулась и на испытания она вышла с задержкой. В конце февраля 1974 года после соответствующего дооборудования самолет вновь вывели на испытания. Его облет был проведен летчиком Е.С. Соловьевым 22 февраля, он продолжался 31 минуту. И здесь машину продолжали преследовать незадачи: забыв, что самолет имеет емкость баков больше обычного, показания топливомера и расходомера выставили на 400 кг ниже реальных. В итоге самолет, имея керосина на борту с хорошим запасом, приземлился с превышением заданного посадочного веса…

По завершении этих работ всю программу испытаний С-32МК прикрыли по самым прозаическим соображениям: двигателей АЛ-21 Ф-3 не хватало даже для работ по Су-17М и Су-24, а тут дело шло и вовсе о машине без заказчика, к которой свои военные не проявляли интереса.

Польский Су-20 заруливает на стоянку после посадки. На самолете открыты створки контейнера тормозного парашюта и выпущены тормозные щитки

В ходе эксплуатации ряд польских Су-20 был доработан в разведчики с возможностью подвески под фюзеляж контейнера комплексной разведки

Опытный истребитель-бомбардировщик С-32МК с неподвижным крылом на испытаниях. Самолет несет восемь 500-кг авиабомб ФАБ-500М-62 и оборудован контейнером с фотоаппаратом под носовой частью фюзеляжа для контроля стрельбы

Иллюзий на этот счет не испытывало и руководство ДМЗ: не очень веря в перспективность "старой-новой" машины, директор завода В. Копылов еще при обсуждении затеи с сомнением относился к целесообразности постановки Су-17МК на производство. К тому же выпуск еще одной модели самолета с неизбежным "разнотипьем", своими комплектующими и прочим сулил осложнить деятельность производства, грозя сказаться на основном плане. В финансовом отношении дело также представлялось производственникам не стоящим выделки: по калькуляции, изделие выходило куда дешевле современной техники, выглядя не очень привлекательным по доходной части по сравнению с "нормальным" госзаказом. Перечисляя связанные с этим проблемы, Копылов еще 2 сентября 1971 года в письме на имя П.О. Сухого указывал, что "организация производства самолетов Су-17М с двумя типами крыльев (изменяемой и неизменяемой стреловидности) для предприятия неприемлема из-за недостатка производственных площадей".

"Гибридный" самолет испытывался непродолжительное время, сделав всего полтора десятка полетов. Затем последовало было предложение оснастить самолет "нормальным" крылом изменяемой стреловидности, обсуждавшееся в мае 1974 года, но так и не реализованное, и в конце концов он нашел пристанище после списания в одном из пионерлагерей Тульской области, куда был сдан в марте 1976 года.

Продолжение следует

САМОЛЕТЫ ВТОРОЙ МИРОВОЙ ВОЙНЫ