Меню

Главная
Случайная статья
Настройки
Су-25
Материал из https://ru.wikipedia.org

Су-25 Грач (изделие «Т-8», по классификации НАТО: Frogfoot — «Лягушачья лапа») — советский штурмовик, бронированный дозвуковой военный самолёт.

Штурмовик предназначен для непосредственной поддержки сухопутных войск при прямой видимости цели, а также уничтожения объектов с заданными координатами круглосуточно в любых метеоусловиях. Су-25 впервые поднялся в воздух 22 февраля 1975 года. Самолёты этого типа эксплуатируются с 1981 года; принимали участие во множестве военных конфликтов.

Содержание

История создания

Предыстория

Штурмовая авиация в СССР поэтапно начала ликвидироваться почти сразу после окончания второй мировой войны, так как при весьма сомнительной эффективности боевого воздействия на противника она понесла ужасающие потери (безвозвратные боевые потери советских штурмовиков Ил-2 составили 11448 самолётов[2]). Окончательный отказ в СССР от самолётов типа Ил-10 произошёл под влиянием Корейской войны 1950—1953 гг, когда за два месяца боевых действий ВВС КНДР потеряли две трети парка своих штурмовиков (поставленных СССР).

При этом происходило бурное развитие в 50-е и 60-е годы сверхзвуковых реактивных самолётов, которое также предполагало и выработку концепции их боевого применения по наземным целям, для чего разрабатываемые тогда истребители оснащались соответствующим вооружением: неуправляемыми ракетами и бомбами[3].

17 мая 1957 года директивой начальника Генерального штаба ВС СССР было объявлено о создании нового рода авиации — истребительно-бомбардировочной (ИБА) и формирование соответствующих структур. Постановлением Правительства от 31 июля 1958 года коллективу ОКБ-51 МАП гл. конструктора П. О. Сухого было выдано задание по созданию на основе истребителя Су-7 истребителя-бомбардировщика Су-7Б. В дальнейшем на базе Су-7Б («изделие С-22») был спроектирован истребитель-бомбардировщик с крылом изменяемой стреловидности Су-17 («изделие С-32»). КБ Павла Осиповича Сухого на годы стало головной организацией по самолётам фронтовой авиации.

Занимаясь постоянной непрерывной модернизацией своих машин, конструкторы прекрасно понимали основные недостатки своих творений — в первую очередь это сочетание высокой скорости и относительно низкой манёвренности самолётов, что сильно затрудняло лётчику прицеливание по наземным объектам ввиду скоротечности развития событий, а также весьма скромная боевая нагрузка и ограниченная номенклатура средств поражения.

Все недостатки Су-7Б и МиГ-21 (в ударном варианте) подтвердили проведенные осенью 1967 года крупномасштабные манёвры «Днепр» в Белоруссии.

Было очевидно, что нужен специализированный самолёт-штурмовик для работы над полем боя и в ближнем тылу противника. Так, в 1968 году в ОКБ-51 образовалась группа единомышленников, которая взялась за реализацию идеи нового самолёта на инициативных началах[4].

Энтузиастами идеи специализированного самолёта «для поля боя» стали Олег Сергеевич Самойлович — ведущий конструктор бригады общих видов, Дмитрий Николаевич Горбачев — ведущий инженер отдела эффективности боевого применения и Иван Васильевич Савченко — полковник, старший преподаватель кафедры тактики Военно-Воздушной академии им. Ю. А. Гагарина[5]. С марта 1968 года к работам по новому самолёту подключился Юрий Викторович Ивашечкин.

Согласно предварительно разработанной концепции, специализированный самолёт поля боя предназначался в основном для уничтожения групповых и одиночных малоразмерных подвижных и неподвижных объектов при визуальной видимости на линии боевого соприкосновения и на глубине до 50 км за линией фронта. Для обеспечения наиболее высокой эффективности при решении боевых задач самолёт должен был быть дешёвым, простым в производстве и эксплуатации, с высокой степенью живучести и надёжности. Были рассмотрены варианты компоновок самолётов OV-10A «Бронко», СААБ-105 и А-4 «Скайхок». В итоге была выбрана схема одноместного двухдвигательного моноплана нормальной схемы с высокорасположенным крылом малой стреловидности и большого удлинения, переставным трёхпозиционным стабилизатором малой стреловидности, килем большой стреловидности, боковыми нерегулируемыми воздухозаборниками, трёхопорным шасси с колёсами, обеспечивающим эксплуатацию с грунтовых аэродромов. Вооружение штурмовика нормальной массой 1500 кг состояло из широкой номенклатуры бомбардировочного, неуправляемого ракетного и стрелково-пушечного вооружения.

Разработка

В мае 1968 года П. О. Сухому впервые представили предварительный проект штурмовика. Генеральный конструктор дал указание подготовить заявку на разработку самолёта. В августе документы по проекту были разосланы в Научно-технический комитет Генерального Штаба Министерства обороны, Главный Штаб ВВС, Главный Штаб ВМФ, Министерство авиационной промышленности и в ЦАГИ. НТК Генерального Штаба прислал ответ, что такой самолёт стране не нужен. НИИ ВВС предложил продолжить работы по самолёту. Остальные организации ответом себя не утрудили.

Но уже в начале 1969 года Маршал Советского Союза А. А. Гречко обратился к министру авиапромышленности П. В. Дементьеву с предложением провести конкурс проектов лёгкого самолёта-штурмовика. ВВС к середине марта сформулировали требования к самолёту. Министр обязал ОКБ, возглавляемые А. И. Микояном, С. В. Ильюшиным, П. О. Сухим и А. С. Яковлевым, провести на конкурсной основе разработку аванпроектов лёгкого дозвукового самолёта-штурмовика в соответствии с тактико-техническими требованиями ВВС.

Используя имеющийся задел, ОКБ П. О. Сухого предъявило к назначенному сроку не только аванпроект, но и полноразмерный обзорный макет самолёта. К этому же времени был выполнен значительный объём продувок моделей самолёта и получены положительные результаты.

В аванпроекте рассматривались два этапа компоновочного исполнения самолёта, различавшиеся типом двигателей и составом прицельно-навигационного оборудования. Для выигрыша времени на первом этапе предполагалось использование модифицированных серийных двигателей РД-9Б (от МиГ-19), получивших позднее индекс «Р9-300». Модификация заключалась в снятии форсажной камеры и установке нерегулируемого сопла. Но с этими двигателями новый самолёт имел уменьшенную на 25-30 процентов (по сравнению с заданными ТТТ) дальность полета и несколько ухудшенные взлетные характеристики.

Двигатели 2-го этапа (типа Р53Б-300) обеспечивали летно-технические характеристики, заданные ТТТ ВВС.

Для обеспечения боевой живучести предполагалось бронирование самолёта на основе композиционной брони: титановый сплав, резиновая прослойка, алюминиевый сплав. Вес бронедеталей составлял 9 % от массы самолёта.

Рассмотрение аванпроектов фирм-конкурсантов состоялось в июне 1969 года на Научно-техническом совете МАП. Обобщенным заключением ВВС предложения по самолётам Як-25ЛШ и Ил-42 отклонялись. Конкурс по проектам самолётов Су-25 и МиГ-21ЛШ продлевался до стадии постройки летных экземпляров.

К середине 1970 года специалистами ОКБ-51 были выпущены рабочие чертежи и начаты подготовка производства и сборка головной части опытного экземпляра самолёта в филиале ОКБ на Новосибирском авиационном заводе № 153 (на заводе в то время серийно выпускали истребитель-перехватчик Су-15 и готовился к выпуску Су-24).

В августе 1971 года заказчик выступил с требованием увеличения максимальной скорости самолёта у земли до 1200 км/ч с четырьмя блоками НУРС Б-8 на наружных подвесках. Все работы по самолёту были остановлены. Возникла новая волна противостояния между сторонниками и противниками концепции нового штурмовика.

Компромисс был достигнут и конце ноября 1971 года в ОКБ поступили новые тактико-технические требования ВВС к самолёту, утвержденные заместителем Главнокомандующего ВВС М. Н. Мишуком и согласованные с заместителем Главнокомандующего Сухопутных войск П. Н. Лащенко. Работы по самолёту были возобновлены в январе 1972 года. В соответствии с новыми требованиями конструкция самолёта была полностью пересмотрена.

С 12 по 15 сентября 1972 года работала макетная комиссия по новому самолёту-штурмовику. В конце этого года было принято решение о закладке в стапели первого лётного экземпляра Т8-1, который был закончен в 1974 году. Второй экземпляр Т8-0 был заложен к постройке после освобождения стапеля, и не предназначался для полётов — это был стенд для статических испытаний планера.

В ночь с 23 на 24 ноября 1974 года самолёт перевезли на летно-испытательную станцию ОКБ на территории ЛИИ МАП в г. Жуковском. 11 января 1975 года была выполнена первая скоростная рулежка с отрывом передней стойки. На 13 января был запланирован первый облёт самолёта, но при гонке двигателей перед вылетом произошёл обрыв лопатки турбины и пожар. Повреждённый двигатель Р9-300 сняли и отправили изготовителю: Уфимскому моторостроительному КБ «Союз». В феврале с завода пришли два доработанных двигателя и 22 февраля 1975 года был осуществлен первый вылет нового штурмовика Т8-1. Присутствовавший при этом событии первый заместитель главкома ВВС маршал авиации А. Н. Ефимов провозгласил в тот день тост: «За возрождение штурмовой авиации!»

С февраля по ноябрь 1975 года на самолёте Т8-1 был выполнен первый этап летных испытаний по определению основных характеристик самолёта. В июне-августе производились пуски неуправляемых реактивных снарядов, стрельба из встроенной и подвесных пушечных установок и определялась степень устойчивости работы силовой установки при применении различных видов оружия. К концу ноября программа совместных испытаний была закончена. В акте испытаний было отмечено, что: 
«Самолет Су-25... обладает широкими возможностями при действии по наземным и воздушным целям в тактической и ближней оперативной глубине обороны противника за счет многообразия способов применения в сочетании с простотой их реализации... По технике пилотирования самолет прост и доступен для освоения курсантами выпускных курсов училищ ВВС... Боевые возможности самолета Су-25 могут быть доведены до заданных ТТТ за счет установки на самолет двигателей с меньшими удельными расходами и с тягой по 3500 - 4000 кг каждый».


Второй самолёт Т8-2 был готов в сентябре 1975 года, но находился в ОКБ практически до конца декабря — сперва для отработки систем, а затем — для участия в наземном показе, устроенном для руководящего состава МО на территории ОКБ. В первой половине 1976 года на нем была выполнена программа летных испытаний. Также на этом самолёте проведена отработка бесфорсажной версии двигателя Р13-300, получившая в серии индекс Р-95Ш.

29 июня 1977 года было принято Постановление ЦК КПСС и СМ СССР о полномасштабной разработке самолёта и организации его серийного производства на Тбилисском авиационном заводе имени Г. Димитрова.

При разработке штурмовика были выполнены научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы по 40 темам, изготовлено и испытано около 600 образцов и макетов.

С апреля по июнь 1980 года две машины Су-25 проходили в Афганистане испытание в боевых условиях (операция «Ромб»). Под прикрытием самолётов Су-17 работали по целям фугасными и бетонобойными бомбами, а также НУРСами, совершая по три-четыре вылета в день. Всего на двух машинах было выполнено 100 испытательных полётов, в том числе — 44 боевых[6].

С июля 1981 по октябрь 1982 года в Афганистане была проведена операция «Экзамен» (иногда встречается название «Ромб-2»): в 80-м Ситал-Чайском штурмовом полку в Азербайджанской ССР в конце была сформирована 200-я отдельная штурмовая авиаэскадрилья (командир А. М. Афанасьев). За весь период эскадрилья выполнила более 2000 боевых вылетов, из-за ошибки пилота была потеряна одна машина[6][7].
Модернизация


Су-25, как и Су-24М, постепенно заменяется на Су-34[8][9]. Так, боевые возможности у первых двух значительно меньше последнего, особой нужды в них не было. Модернизированные версии Су-25СМ / СМ3 и Су-24М / М2 только оттягивали снятие с вооружения[10]. Возможно, что разрабатываемый Су-39 станет специализированным «убийцей беспилотников». Основное преимущество Су-39 перед другими боевыми самолётами в малой крейсерской скорости. Из-за этого самолёт может длительное время преследовать вражеский БПЛА без сваливания в штопор. Также роль штурмовиков эффективно способны выполнять ударные вертолёты Ми-28Н и Ка-52 (корабельная версия Ка-52К «Катран» получила новую РЛС «Арбалет», способную наводить ракеты на десятки километров, что позволит вертолёту не входить в опасную зону 10-20 километров от цели, где его могут сбить ПВО малой дальности). Су-34, например, способен обнаруживать «потенциальные цели типа танков или БМП» на расстоянии до 75 километров.

Подавляющее большинство номенклатуры управляемых ракет Су-25СМ/СМ3 имеет дальность поражения не более 10 километров, что создаёт высокую вероятность быть сбитым зенитными ракетами[10]. Станции РЭБ «Витебск», установленные на Су-25СМ3, способны сбивать наведение вражеских ракет, однако, всё равно остаётся высокая вероятность потерять самолёт. Также существует большой потенциал по увеличению дальности управляемых ракет на ударных вертолётах, что снова ведёт к ненадобности Су-25СМ/СМ3[11].

Конструкция

По своей аэродинамической компоновке штурмовик Су-25 — самолёт, выполненный по нормальной аэродинамической схеме, с высоко расположенным крылом. Самолётом управляет один пилот. В конструкции самолёта применено большое количество титановых сплавов, что позволяет снизить общую массу самолёта и при этом обеспечить прочность и броневую защиту[4].



Планер

Планер состоит из[12]:
  • Фюзеляж — полумонокок, имеет эллипсовидное сечение. Силовой набор каркаса фюзеляжа состоит: продольный набор — лонжероны, стрингеры, балки; поперечный силовой набор — шпангоуты. Технологически фюзеляж разделён на три части:
  1. головная часть фюзеляжа с откидным носком, откидной частью фонаря, створками передней опоры шасси;
  2. средняя часть фюзеляжа со створками главных опор шасси, к средней части прикреплены воздухозаборники и консоли крыла;
  3. хвостовая часть фюзеляжа, к которой крепится хвостовое оперение. В законцовке хвостовой части расположен контейнер тормозного парашюта.


В головной части расположены:
  • отсек радиоэлектронного оборудования, для доступа к которому на боковых поверхностях носовой части фюзеляжа выполнены быстросъёмные люки, а в передней части откидной носок;
  • кабина с фонарём лётчика, кабина сварная из авиационной титановой брони, толщина плит от 10 до 24 мм. Кабина негерметичная. В кабине установлены приборные доски, органы управления самолётом и двигателем, а также катапультное кресло лётчика;
  • негерметичный подкабинный отсек. Здесь установлена пушка калибра 30 мм с патронным ящиком и встроенная лебёдка для подъёма и опускания патронного ящика;
  • ниша передней опоры шасси, расположена в подкабинном и частично в закабинном отсеке. Снизу ниша закрывается двумя створками;
  • закабинный отсек, расположенный между кабиной и передним топливным баком. Отсек пылевлагозащищённый, в нём расположено радиоэлектронное оборудование. На левом борту в нише кабинного отсека расположена встроенная откидная трёхсекционная стремянка, предназначенная для входа в кабину и подъёма на центральную часть фюзеляжа и крыло без использования наземных средств.


В средней части расположены:
  • передний топливный бак. На верхней поверхности бака расположены агрегаты топливной системы и заливная горловина;
  • расходный топливный бак. В нижней панели бака предусмотрен люк, крышка которого выполнена из бронеплиты;
  • центроплан установлен сверху, в средней части фюзеляжа, и служит для крепления консолей крыла. Центроплан является частью расходного бака и представляет собой топливный бак-отсек;
  • ниши главных опор шасси расположены под передним топливным баком. Ниша каждой главной опоры закрыта тремя створками;
  • в верхней части фюзеляжа над передним топливным баком расположен негерметичный гаргрот, служащий для размещения коммуникаций самолёта: трубопроводы дренажа и наддува баков, жёсткой проводки систем управления и других;
  • через среднюю часть фюзеляжа проходят воздушные каналы от воздухозаборников к мотоотсекам.


В хвостовой части расположены:
  • хвостовая балка-платформа для установки хвостового оперения. Хвостовая балка разделена на отсеки, в которых размещено оборудование самолётных систем и систем двигательной установки, а также привод перестановки стабилизатора и контейнер тормозных парашютов. На боковых поверхностях хвостовой балки установлены обтекатели гондол двигателей;
  • по бортам хвостовой балки фюзеляжа расположены две мотогондолы двигателей. На силовых шпангоутах мотогондол установлены узлы крепления двигателей. На верхней поверхности мотогондол установлены воздухозаборники охлаждения двигательного отсека.
  • Крыло — свободнонесущее, высокомеханизированное крыло малой стреловидности и большого удлинения. Крыло состоит из двух отъёмных консолей, соединённых с фюзеляжем. Центроплан составляет одно целое с фюзеляжем. Силовую основу каждой консоли составляет кессон, к которому крепятся носовая и хвостовая части консоли. Внутренняя часть кессона выполнена герметичной и является топливным баком-отсеком. На каждой консоли крыла установлено по пять точек подвески вооружения, обеспечивающих применение всех видов бомбардировочного, ракетного и артиллерийского вооружения.


В носовой части крыла расположены тяги управления элеронами, система управления предкрылками, жгуты управления вооружением. В хвостовой части консоли расположены трубопроводы и агрегаты топливной системы и гидравлической системы управления закрылками, тормозными щитками и элеронами. На конце каждой консоли крыла установлены гондолы с тормозными щитками. На нижней поверхности гондол установлены фары, а на боковой поверхности с внешней стороны — бортовые аэронавигационные огни.
  • Механизация крыла — на каждой консоли крыла установлен пятисекционный предкрылок, двухсекционный закрылок и элерон. Предкрылки установлены по всему размаху консоли. Управление предкрылком осуществляют двумя приводами. Угол отклонения предкрылка на манёвре — 6 градусов, при взлёте и посадке — 12 градусов.


Обе секции закрылка каждой консоли двухщелевые, сдвижные с дефлектором. Все секции закрылков взаимозаменяемы. Предкрылки и закрылки трёхпозиционные и имеют положения: полётное, манёвренное и взлётно-посадочное. Угол отклонения закрылка на манёвре — 10 градусов, на взлёте и посадке — 40 градусов.

Элерон крыла имеет три узла навески, расположен в концевой части крыла и имеет осевую компенсацию. Углы отклонения элерона +/- 23 градуса.
  • Горизонтальное оперение — состоит из двух консолей стабилизатора, соединённых между собой центральной частью. Стабилизатор переставной и с помощью привода имеет три установочных положения. Стабилизатор навешивается на два узла, закреплённые на силовом шпангоуте хвостовой балки. Руль высоты состоит из двух раздельных половин, связанных между собой карданным валом. На каждой половине руля высоты установлен бустер, а на правой половине дополнительно установлен триммер. Руль высоты имеет аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку.
  • Вертикальное оперение — состоит из киля, руля направления и демпфера рыскания. Киль состоит из носка киля, центральной силовой части и радиопрозрачной законцовки. Киль крепится к фюзеляжу по трём силовым шпангоутам. Носок киля съёмный и крепится болтами к переднему лонжерону силовой части. В верхней части киля ниже радиопрозрачной законцовки установлен хвостовой аэронавигационный огонь. В киле установлены блоки регистрации полётных параметров самолёта. В основании киля установлены воздухозаборники системы охлаждения генераторов. Руль направления навешивался на киль на трёх узлах и имел аэродинамическую и весовую компенсацию. На руле направления расположен триммер и кинематический сервокомпенсатор. Демпфер рыскания — верхняя часть руля направления, навешивался на киль на двух шарнирных опорах.
  • Шасси — трёхопорное с носовым колесом. Главные опоры шасси расположены под средней частью фюзеляжа и убираются в ниши фюзеляжа вперёд против полёта и к плоскости симметрии самолёта. Передняя опора убирается назад по полёту в нишу, расположенную частично в подкабинном и частично в закабинном отсеках. Все ниши закрываются створками. На главных опорах шасси установлено по одному тормозному колесу. На передней опоре установлено нетормозное колесо. Рычажная подвеска основных и передней опор обеспечивает амортизацию шасси от вертикальных и боковых сил. Колёса передней опоры поворотные, что обеспечивает манёвренность самолёта при движении по земле. Амортизация шасси пневмогидравлическая. Выпуск и уборка шасси производится от гидросистемы. Для сокращения длины пробега самолёта при посадке и при прерванном взлёте применяется парашютно-тормозная установка. Контейнер парашютно-тормозной установки является законцовкой хвостовой балки фюзеляжа, в котором размещён вытяжной парашют с пружинным механизмом, второй вытяжной парашют — двухкупольный. Створка контейнера парашютно-тормозной установки представляет собой шаровой сегмент, который перед выпуском парашютов отклоняется вверх.
  • Управление — управление рулём направления — ножное; управление элеронами, рулями высоты, триммерами, стабилизатором — ручное. Для уменьшения усилий на ручке управления самолётом в поперечном канале установлен бустер. Для снятия усилий с ручки управления рулём высоты и элеронами установлены механизмы триммерного эффекта с дистанционным электрическим управлением. Также в системе управления элеронами установлен пружинный загрузочный механизм, который изменяет усилия на ручке управления в зависимости от углов отклонения элеронов.
Downgrade Counter