Су-25 «Грач

«1» Введение

Вот http://ar-drive.ru/ustanovka-parktronika.html который поможет тебе нормально парковаться. Первый опыт современной гражданской войны накоплен, конечно, в Афганистане. И он сразу показал недостаточную эффективность авиации. Помимо неподготовленности летчиков и недостатков тактики, характеру противопартизанской войны слабо соответствовали сами самолеты. Сверхзвуковым истребителям-бомбардировщикам, созданным для европейского ТВД, оказалось не развернуться в горных теснинах, а их сложное прицельно-навигационное оборудование - практически бесполезным при поиске малозаметного противника. Возможности самолетов оставались невостребованными, а результативность их ударов – низкой.

Подходящей машиной оказался лишь штурмовик Су-25 - маневренный, послушный в управлении, отлично вооруженный и защищенный. Су-25 (по кодификации НАТО: Frogfoot) — советско-российский бронированный дозвуковой штурмовик. Предназначен для непосредственной поддержки сухопутных войск над полем боя днём и ночью при визуальной видимости цели, а также уничтожения объектов с заданными координатами круглосуточно в любых метеоусловиях. В российских войсках получил прозвище «Грач».


«2» История создания

В конце 60 гг. стало ясно, что самолеты Су-7Б, МиГ-19, МиГ-21 и Як-28 не обеспечивают эффективного поражения малоразмерных наземных целей на поле боя, а отсутствие бронирования кабины экипажа и важных агрегатов делает их уязвимыми от огня стрелкового оружия и малокалиберной артиллерии.

В марте 1968 г. старший преподаватель Военно-воздушной академии им. Н.Е. Жуковского И.Савченко предложил специалистам ОКБ П.О.Сухого совместно разработать проект нового самолета поддержки сухопутных войск. Инициативная группа (О.С.Самойлович, Д.Н.Горбачев, В.М.Лебедев, Ю.В.Ивашечкин и А.Монахов) разработала самолет поля боя (СПБ) и после определения его общего облика представила проект П.О. Сухому, который утвердил его под наименованием Т-8. В марте 1969 г. был проведен конкурс на разработку прототипа самолета-штурмовика с участием КБ. А.И.Микояна и А.С.Яковлева (предложили проекты модификации МиГ-21 и Як-28), С.В.Ильюшина и П.О.Сухого (новые проекты Ил-102 и Т-8). Победу одержал проект Т-8, имевший более совершенный прицельный комплекс и меньшие, по сравнению с Ил-102, габариты и массу. Проектом предусматривалась разработка простого в производстве и неприхотливого в обслуживании самолета-штурмовика, рассчитанного на эксплуатацию минимально подготовленным летным и наземным составом при незначительном времени его подготовки к вылету с использованием аэромобильного комплекса наземного обслуживания, который обеспечивал автономное базирование штурмовика на ограниченно оборудованных грунтовых аэродромах.

Проработка аванпроекта самолета непосредственной поддержки войск над полем боя СПБ ("Самолет Поля Боя") начата по инициативе преподавателя Военно-Воздушной Академии им..Ю.А.Гагарина, И.В.Савченко и сотрудников ОКБ П.О.Сухого, О.С.Самойловича, Д.Н.Горбачева, В.М.Лебедева, Ю.В.Ивашечкина и А.Монахова в марте 1968 г. В мае 1968 г. начато проектирование самолета в ОКБ П.О.Сухого под наименованием Т-8. Изучение аэродинамической схемы будущего штурмовика начато в ЦАГИ в 1968 г. Министерство обороны СССР с подачи министра обороны А.А.Гречко в марте 1969 г. объявило конкурс на проект легкого штурмовика, в котором участвовали ОКБ Сухого (Т-8), Яковлева (Як-25ЛШ), Микояна и Гуревича (МиГ-21ЛШ) и Ильюшина (Ил-42). К конкурсу были сформулированы требования ВВС. Конкурс выиграли самолеты Т-8 и МиГ-21ЛШ. Выпуск рабочих чертежей и подготовка к постройке опытного самолета - лето 1970 г. В это же время ВВС изменили требования по максимальной скорости у земли до 1200 км/ч, что поставило проект под угрозу полной переработки. К концу 1971 г. удалось согласовать изменение требований по максимальной скорости до 1000 км/ч (0.82 М).

Проектирование Т-8 возобновлено в январе 1972 г. после того, как П.О.Сухой утвердил общий вид штурмовика (06.01.1972 г.) и подписал приказ о начале рабочего проектирования самолета. Руководителем проекта назначен М.П.Симонов, ведущим конструктором - Ю.В.Ивашечкин. С августа 1972 г. главный конструктор Т-8 - О.С.Самойлович, ведущий конструктор с 25.12.1972 г. - Ю.В.Ивашечкин (он же главный конструктор с 6 октября 1974 г.). Макет самолета принят комиссией в сентябре и постройка опытного экземпляра началась в конце 1972 г. Первый полет прототип Т-8-1 совершил на аэродроме ЛИИ в г.Жуковском 22 февраля 1975 г. (пилот - В.С.Ильюшин). Второй опытный самолет с некоторыми изменениями в конструкции (Т-8-2) вышел на испытания в декабре 1975 г.

Летом 1976 г. на опытных самолетах заменили двигатели на более мощные Р-95Ш, изменили некоторые элементы конструкции (1978 г.) - обновленные прототипы получили наименование Т-8-1Д и Т-8-2Д. В июле 1976 г. Т-8 получил название "Су-25" и началась подготовка к серийному производству на авиазаводе в Тбилиси (первоначально предполагалось развернуть производство в Польше). Тактико-технические требования к штурмовику Су-25 с двигателем Р-95Ш, измененным составом БРЭО - по типу Т-8-1Д - утверждены министерством обороны СССР только 9 марта 1977 г. и обсуждены с 11 по 24 мая 1977 г. на макетной комиссии.

Информация о самолете и условное наименование RAM-J появились на Западе в 1977 г. по данным космической разведки (RAM = Раменское(аэродром), ж.д. станция вблизи аэродрома ЛИИ). Первая серийная машина (Т-8-3) выпущена в Тбилиси в 1978 г. и совершила первый полет 18 июня 1979 г. (пилот - Ю.А.Егоров). Государственные испытания самолета проходили (первый этап) с марта по 30 мая 1980 г. (завершены в декабре 1980 г.). Производство двухместных Су-25УБ/УТ/УТГ и одноместного Су-39 велось на авиазаводе в Улан-Удэ. В марте 1981 г. подписан акт об окончании государственных испытаний самолета и он рекомендован к принятию на вооружение ВВС СССР. В апреле 1981 г. самолет начал поступать в строевые части. С июня 1981 г. Су-25 принимали участие в боевых действиях в Афганистане. Официально Су-25 принят на вооружение в 1987 г.

6.01.1972 г. был утвержден общий вид штурмовика Т-8 и начато рабочее проектирование под руководством М.П.Симонова (с августа - О.С. Самойловича), а с 25.12.1972 г. - Ю.В. Ивашечкин, который с 6.10.1974 г. стал руководителем темы. В мае 1974 г. было принято решение о постройке двух экземпляров самолета Т-8, в декабре опытный штурмовик перевезли на аэродром ЛИИ, а 22 февраля 1975 г. под управлением В.С.Ильюшина поднялся в воздух. В июне 1976 г. было принято решение о развертывании производства штурмовиков на авиазаводе в г. Тбилиси. В марте 1977 года были утверждены тактико-технические требования к самолету и ОКБ представило заказчику эскизный проект самолета с двигателями Р-95Ш, модифицированным крылом и более совершенным прицельно-навигационным комплексом.

Официально на государственные испытания самолет был передан в июне 1978 г., первый полет совершен 21 июля, а полеты по программе государственных испытаний начались в сентябре (В.Ильюшин, Ю.Егоров). К началу государственных испытаний на самолет установили доработанную прицельно-навигационную систему Су-17МЗ, которая обеспечивала применение самого современного управляемого оружия, в т.ч. ракет с лазерной системой наведения. Пушечный контейнер был заменен двуствольной 30-мм пушкой АО-17А (серия ГШ-2-30). Предсерийный прототип первой тбилисской сборки, на котором были реализованы все концептуальные решения проекта штурмовика, взлетел 18 июня 1979 г.

Зимой 1979-1980 гг. на самолетах Т-8-1Д, Т-8-3 и Т-8-4 был завершен первый этап государственных испытаний. После успешного применения в апреле-июне 1980 г. самолетов Т-8-1Д и Т-8-3 в Афганистане руководство ВВС приняло решение зачесть это в качестве второго этапа государственных испытания без летных исследований штопорных характеристик. Заключительные полеты по программе испытаний прошли на аэродроме Мары в Средней Азии, 30.12.1980 г. она официально была завершена, а в марте 1981 г. был подписан акт о их окончании с рекомендацией ввести самолет в эксплуатацию. В связи с невыполнением некоторых пунктов ТТЗ штурмовик Су-25 был принят на вооружение в 1987 г.

«3» Аэродинамическая схема

По своей аэродинамической компоновке штурмовик Су-25 - самолет, выполненный по нормальной аэродинамической схеме, с высоко расположенным крылом.

Аэродинамическая компоновка самолета настроена на получение оптимальных характеристик на дозвуковых скоростях полета.

Крыло самолета имеет трапециевидную форму в плане, с углом стреловидности по передней кромки 20 градусов, с постоянной относительной толщиной профиля по размаху крыла. Крыло самолета имеет площадь плановой проекции 30, 1 м.кв. Угол поперечного V крыла составляет - 2, 5 градуса.
Выбранные законы по размаху крутки и кривизны профиля обеспечили благоприятное развитие срыва потока на больших углах атаки, которое, которое начинается вблизи задней кромки крыла в его средней части, что приводит к значительному увеличению момента на пикировании и естественным образом препятствует попаданию самолета на закритические углы атаки.

Нагрузка на крыло выбрана из условий обеспечения полета у земли в условиях турбулентной атмосферы не скоростях вплоть до максимальной скорости полета.

Так как исходя из условий полета в турбулентной атмосфере нагрузка на крыло достаточно высока, то для обеспечения высокого уровня взлетно-посадочных и маневренных характеристик необходима эффективная механизация крыла. Для этих целей на самолете реализована механизация крыла, состоящая из выдвижных предкрылков и двухщелевых трехсекционных (маневр-взлет-посадка) закрылков.

Приращение момента от выпущенной механизации крыла, парируется перестановкой горизонтального оперения.

Установка на концах крыла контейнеров (гондол), в хвостовых частях которых расположены расщепляющиеся щитки, позволила увеличить величину максимального аэродинамического качества. Для этого оптимизирована форма поперечных сечений контейнеров и место их установки относительно крыла. Продольные сечения контейнеров представляют собой аэродинамический профиль, а поперечные сечения - овальные с уплотненной верхней и нижней поверхностями. Испытания в аэродинамических трубах подтвердили расчеты аэродинамиков на получение при установке контейнеров более высоких значений максимального аэродинамического качества.

Тормозные щитки, установленные в крыльевых контейнерах, удовлетворяют всем стандартным требованиям к ним - увеличению сопротивления самолета не менее чем вдвое, при этом их выпуск не приводит к перебалансировке самолета и уменьшению его несущих свойств. Тормозные щитки выполнены расщепляющимися, что позволило увеличить их эффективность на 60%.

На самолете применен фюзеляж с боковымим нерегулируемыми воздухозаборниками с косым входом. Фонарь с плоским лобовиком плавно переходит в гаргрот, расположенный на верхней поверхности фюзеляжа. Гаргрот в хвостовой части фюзеляжа сливается с хвостовой балкой, разделяющей гондолы двигателей. Хвостовая балка - платформа для установки горизонтального оперения с рулем высоты и однокилевого вертикального оперения с рулем направления. Хвостовая балка заканчивается контейнером парашютно-тормозной установки (ПТУ).

Аэродинамическая компоновка штурмовика Су-25 обеспечивает:
1. получение высокого аэродинамического качества в крейсерском полете и больших коэффициентов подъемной силы на режимах взлета и посадки, а также на маневрировании;
2. благоприятное протекание зависимости продольного момента по углу атаки, что препятствует выходу на большие закритические углы атаки и, тем самым, повышает безопасность полета;
3. высокие маневренные характеристики при атаке наземных целей;
4. приемлемые характеристики продольной устойчивости и управляемости на всех режимах полета;
5. установившийся режим пикирования с углом 30 градусов при скорости 700 км/час.

Высокий уровень аэродинамического качества и несущих свойств обеспечили возможность возвращения самолета с большими повреждениями на аэродром.

Фюзеляж самолета имеет эллипсовидное сечение, выполнен по схеме полумонокок. Конструкция фюзеляжа сборно-клепанная, с каркасом, состоящим из продольного силового набора - лонжеронов, балок, стрингеров и поперечного силового набора - шпангоутов.

Технологически фюзеляж разделяется на следующие основные части:
1. головную часть фюзеляжа с откидным носком, откидной частью фонаря, створками передней опоры шасси;
2. среднюю часть фюзеляжа со створками главных опор шасси ( к средней части фюзеляжа крепятся воздухозаборники и консоли крыла);
3. хвостовую часть фюзеляжа, к которой крепятся вертикальное и горизонтальное оперение.
Контейнер тормозного парашюта представляет собой законцовку хвостовой части фюзеляжа. Эксплуатационных разъемов фюзеляж самолета не имеет.



Штурмовик Су-25 – это достаточно высокозащищенный самолет. На системы обеспечения боевой живучести машины приходится 7,2 % ее нормальной взлетной массы, что составляет ни много ни мало 1050 кг. При этом жизненно важные системы самолета экранируются менее важными системами и дублируются. Особое внимание при разработке было уделено защите критически важных элементов и узлов самолета – кабине пилота и топливной системе. Кабина летчика производится сварной из специальной авиационной титановой брони АБВТ-20. Толщина бронеплит, которыми защищен пилот, составляет от 10 до 24 мм. Лобовое остекление кабины обеспечивает летчику противопульную защиту и представляет собой специальный стеклоблок ТСК-137 толщиной в 65 мм. Сзади пилот защищён стальной бронеспинкой толщиной в 10 мм и бронезаголовником толщиной в 6 мм. Летчик практически полностью защищен от обстрела из любого стрелкового оружия, обладающего калибром до 12,7 мм, по наиболее опасным направлениям от ствольного оружия калибром до 30 мм.



Спасение летчика в случае критического поражения штурмовика производится при помощи катапультного кресла К-36Л. Данное кресло обеспечивает спасение летчика на всех скоростях, режимах и высотах полета. Непосредственно перед катапультированием фонарь кабины пилота сбрасывается. Катапультирование из самолета производится вручную при помощи 2-х управляющих ручек, за которые летчику необходимо потянуть обеими руками.

«4» Силовая установка

На самолете установлены два взаимозаменяемых бесфорсажных турбореактивных двигателя Р-95, с нерегулируемым соплом с нижерасположенной коробкой приводов, с автономным электрическим запуском.

Р-95 — турбореактивный одноконтурный двухвальный авиационный двигатель, разработан в 1979 году на ФГУП "Научно-производственное предприятие "Мотор""под руководством С. А. Гаврилова,

Основные характеристики:
• Габаритные размеры, мм:
• длина - 2700
• максимальный диаметр (без агрегатов) - 772
• макс. высота (без агрегатов объекта) - 1008
• макс. ширина (без агрегатов объекта) - 778
• Сухая масса, кг. - 830
Параметры в земных условиях на максимальном режиме:
• тяга, кгс - 4100
• расход воздуха, кг/с - 67
• удельный расход топлива, кг/кгс.ч - 0,86

Двигатели размещены в мотоотсеках по обеим сторонам хвостовой балки самолета.
Воздух в двигатели подается по двум цилиндрическим воздушным каналам с овальными дозвуковыми нерегулируемыми воздухозаборниками.

Двигатель самолета имеет нерегулируемое сужающееся сопло, расположенное в хвостовой части мотогондолы так, что его срез совпадает со срезом мотогондолы. Между внешней поверхностью сопла и внутренней поверхностью мотогондолы имеется кольцевой зазор для выхода воздуха, продуваемого через мотоотсек.

К системам, обеспечивающим работу силовой установки самолета, относятся:
• топливная система;
• система управления двигателями;
• приборы контроля работы двигателей;
• система запуска двигателей;
• система охлаждения двигателей;
• система противопожарной защиты;
• система дренажа и суфлирования.
Для обеспечения нормальной работы двигателей и его систем система дренажа обеспечивает выведение остатков топлива, масла и гидросмеси за борт самолета после остановки двигателей или в случае неудавшегося запуска.

Система управления двигателями предназначена для изменения режимов работы двигателей и обеспечивается автономное управление каждым двигателем. Система состоит из пульта управления двигателями на левом борту кабины летчика и тросовой проводки с роликами, поддерживающими трос, тандерами, регулирующими натяжение тросов, и блоков редукторов перед двигателями.

Масляная система двигателя - замкнутого типа, автономная, предназначена для поддержания нормального температурного состояния трущихся деталей, уменьшения их износа и уменьшения потерь на трение.

Система запуска обеспечивает автономный и автоматический запуск двигателей и выход их на устойчивую частоту вращения. Запуск двигателей на земле можно производить от бортового аккумулятора или от аэродромного источника питания.

Охлаждение двигателей, агрегатов и конструкции фюзеляжа от перегрева обеспечивается набегающим потоком воздуха, поступающим через воздухозаборники охлаждения за счет скоростного напора. Воздухозаборники охлаждения двигательных отсеков расположены на верхней поверхности мотогондол. Попавший в них воздух под действием скоростного напора растекается по двигательным отсекам, охлаждая двигатель, его агрегаты и конструкции. Отработанный охлаждающий воздух выходит наружу через кольцевой зазор, образованный мотогондолой и соплами двигателей.

Охлаждение электрических генераторов, установленных на двигателях, также производится набегающим потоком воздуха за счет скоростного напора. Воздухозаборники охлаждения генераторов установлены на верхней поверхности хвостовой балки фюзеляжа перед килем, в хвостовой балке патрубки делятся на левый и правый трубопроводы. Пройдя генераторы и охладив их, воздух выходит в двигательный отсек, смешиваясь с основным охлаждающим воздухом.

"5" Технические характеристики:
Экипаж: 1 пилот
Длина: 15,36 м (с ПВД)
Размах крыла: 14,36 м
Высота: 4,8 м
Площадь крыла: 30,1 м

Экспериментальный самолёт с крылом обратной стреловидности Grumman X-29

Fouga СМ.170 Magister — первый массовый реактивный учебно-боевой самолет

Американский опытный бомбардировщик Martin XB-51

Палубный тактический транспортный самолет C-2 Greyhound

Самолет - летающая лаборатория Ту-144ЛЛ