Су-30 - многофункциональный истребитель

Cу-30 двухместный вариант Су-27 выполненный на базе Су-27УБ. Он же Су-27ПУ. Предназначен для длительных полётов или полётов в сложных условиях, когда возможностей одного пилота не хватает. Экипаж состоит из пилота, решающего вопросы пилотирования и ближнего воздушного боя и оператора систем вооружения, решающего вопросы навигации, дальнего воздушного боя и атак "воздух-земля”. Способен решать задачи мини-ДРЛО для наведения на цели и управления боем звена до 4-х машин Су-27.

Во второй половине 80-х годов командование войск ПВО страны высказало пожелание получить на вооружение специальную модификацию двухместного самолета Су-27УБ, которая могла бы использоваться не только как истребитель-перехватчик большой дальности действия, но и как своеобразный воздушный командный пункт для управления боевыми действиями группы одноместных Су-27. Необходимость такой машины определялась особенностями физико-географического положения России, имеющей большую протяженность воздушных границ на Севере и Дальнем Востоке - районах малоосвоенных и с достаточно редкой сетью аэродромов. К тому же летчики частей ПВО, перевооружившихся на Су-27, особенно ценили Су-27УБ, поскольку на нем сохранялись все боевые возможности одноместной машины, а психологически наличие на борту истребителя двух членов экипажа в условиях длительных полетов имело большие преимущества.

Для обеспечения длительного барражирования самолета вдали от аэродромов новый самолет, получивший обозначение Су-27УБП (Т-10ПУ), а позднее Су-30, решили оснастить системой дозаправки топливом в полете. Отработка ее проводилась в 1987 году на опытной "спарке" Т-10У-2. Летом 1988 года такой системой была оборудована одна из серийных машин - Т10У-5. Она и стала прототипом Су-30, получив новое обозначение Т-10ПУ-5. В следующем году к ней присоединился второй опытный самолет - Т-10ПУ-6, доработанный из Т-10У-6.

Помимо внедрения системы дозаправки топливом в полете на Су-30 планировали несколько изменить состав бортового оборудования. Для управления групповыми действиями перехватчиков в состав БРЭО включили специальную аппаратуру связи и наведения, при этом командир группы должен был располагаться в задней кабине самолета, оснащенной широкоформатным телевизионным индикатором тактической обстановки, на который стекалась бы вся необходимая информация о координатах и характеристиках движения целей и положении в воздухе перехватчиков группы. Одновременно на Су-30 модернизировали навигационный комплекс и систему дистанционного управления. Работы по созданию новой модификации истребителя возглавлял в ОКБ И.В.Емельянов, в дальнейшем - главный конструктор.

В 1991 году на Иркутском АПО начался серийный выпуск двухместных самолетов Су-30. Головная машина была поднята в первый полет заводскими летчиками-испытателями Г.Е.Булановым и В.Б.Максименковым 14 апреля 1992 года. К сожалению, самолеты данного типа пока не получили широкого распространения в отечественных вооруженных силах: кризис экономики страны заставил значительно сократить закупки боевой техники, и ИАПО успел построить всего несколько Су-30 для вооруженных сил России, поступивших в Центр боевого применения и переучивания летного состава авиации ПВО. Кроме того, один такой самолет был передан в ЛИИ, где он вошел в состав пилотажной группы "Летчики-испытатели", возглавляемой А.Н.Квочуром.

Основные отличия от самолета Су-27УБ:

-установлена система дозаправки топливом в полете с выпускаемой штангой в предкабинном отсеке слева;
-установлена специальная аппаратура связи и наведения, на приборной доске задней кабины смонтирован широкоформатный телевизионный индикатор тактической обстановки.

Самолет построен по нормальной аэродинамической схеме и имеет так называемую интегральную компоновку. Среднерасположенное трапециевидное крыло небольшого удлинения, оснащенное развитыми наплывами, плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единый несущий корпус. Два двухконтурных турбореактивных двигателя с форсажными камерами типа АЛ-31Ф размещены в отдельных мотогондолах, установленных под несущим корпусом самолета на расстоянии друг от друга, позволяющем избежать их аэродинамического взаимовлияния и подвешивать между ними по схеме "тандем" две управляемые ракеты. Сверхзвуковые регулируемые воздухозаборники расположены под центропланом.

Обтекатели шасси плавно переходят в хвостовые балки, служащие платформами для установки цельноповоротных консолей горизонтального оперения с прямой осью вращения, двухкилевого разнесенного по внешним бортам хвостовых балок вертикального оперения и подбалочных гребней.

Самолет спроектирован по концепции "электронной устойчивости" и не имеет традиционной механической проводки управления в продольном канале - вместо нее используется электродистанционная система управления (СДУ). Шасси самолета трехопорное, убирающееся, с одним колесом на каждой опоре.

Фюзеляж самолета интегрально сопрягается с крыломи технологически расчленен на следующие основные части:

-головную часть фюзеляжа (ГЧФ) с радиопрозрачным обтекателем, створкой ниши передней опоры шасси и фонарем кабины экипажа;

-среднюю часть фюзеляжа (СЧФ) с тормозным щитком и створками основных опор шасси;

-хвостовую часть фюзеляжа (ХЧФ);

-воздухозаборники.

В головной части фюзеляжа цельнометаллической полумонококовой конструкции, начинающейся радиопрозрачным осесимметричным обтекателем антенны бортовой радиолокационной станции, находится носовой отсек оборудования, в котором размещены блоки радиолокационного прицельного комплекса (РЛПК) и оптико-электронной прицельной системы (ОЭПС), кабина летчика, подкабинные и закабинный отсеки оборудования, ниша уборки передней опоры шасси с одной створкой.

В носовой части обтекателя РЛС установлена штанга основного приемника воздушного давления (ПВД). Рама мотоблока радиолокационной станции вместе с антенной может поворачиваться относительно узлов ее подвески на передней стенке кабины экипажа для обеспечения доступа к блокам ОЭПС.

Для доступа к антенне и мотоблоку РЛС в процессе обслуживания стыковой силовой шпангоут между носовым отсеком и радиопрозрачным обтекателем выполнен наклонным, а радиопрозрачный обтекатель с металлической юбкой - отклоняемым вверх.

Кабина экипажа, выполненная по схеме "тандем", герметизирована и имеет двухсекционный фонарь, состоящий из неподвижного козырька и общей для обоих летчиков открывающейся вверх-назад сбрасываемой части (створки).

Место заднего летчика приподнято относительно переднего, что в сочетании с большой площадью остекления фонаря обеспечивает хороший обзор обоим членам экипажа во все стороны.

Рабочие места летчиков оборудованы катапультируемыми креслами К-36ДМ 2-й серии. Перед фонарем кабины со смещением вправо от оси самолета установлен визир оптико-локационной станции, а по бортам фюзеляжа в задней части кабины - аварийные (дублирующие) ПВД. В предкабинном отсеке слева размещена выпускаемая штанга системы дозаправки топливом в полете.

В подкабинных отсеках (центральном и двух боковых) размещены блоки радиоэлектронного оборудования. Головную часть фюзеляжа завершает закабинный отсек, в котором на типовых амортизированных стеллажах и этажерках размещен основной объем радиоэлектронного оборудования, а также патронный ящик с боекомплектом пушки.

В закабинном отсеке головной части фюзеляжа расположена ниша передней опоры шасси, убираемой вперед; амортизационная стойка с колесом и другими элементами конструкции передней опоры укладываются в убранном положении между стеллажами радиоэлектронного оборудования.

Для защиты радиоэлектронного оборудования закабинного отсека при выпущенной передней опоре шасси от набегающего воздушного потока при взлете и посадке установлены защитные кожухи; в процессе обслуживания радиоэлектронного оборудования эти кожухи снимаются, и объем, занимаемый нишей передней опоры шасси, превращается в эксплуатационный отсек, позволяющий производить осмотр, проверку и замену стеллажей-этажерок и отдельных блоков оборудования.

К стенкам закабинного отсека примыкают правый и левый наплывы крыла (були). В правом наплыве расположена встроенная скорострельная пушка калибра 30 мм с системой подачи боезапаса, выброса гильз и сбора звеньев; патронный ящик с боезапасом установлен поперек закабинного отсека и занимает часть наплыва и закабинного отсека у замыкающего головную часть фюзеляжа шпангоута позади передней опоры шасси. В правом наплыве выполнены специальные щели и жалюзи для охлаждения пушки, а для защиты обшивки от раскаленных газов при стрельбе в районе среза ствола установлен экран из жаропрочной стали. В левом наплыве крыла располагаются агрегаты самолетных систем и блоки радиоэлектронного оборудования.

Головная часть фюзеляжа по конструкции представляет собой цельнометаллический полумонокок с поверхностью интегральной формы, с технологическим стыком по замыкающему шпангоуту. Силовая схема головной части фюзеляжа образована поперечным набором (шпангоутами) и работающей обшивкой, подкрепленной продольным набором - стрингерами и лонжеронами.

Средняя часть фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:

-передний топливный бак-отсек, расположенный по оси симметрии самолета между головной частью фюзеляжа и центропланом; конструкция топливного бака состоит из верхней и нижней панелей, торцевых и боковых стенок и шпангоутов; на нижней поверхности бака-отсека установлены узлы стыковки с воздухозаборниками и узлы крепления пилона для подвески оружия, на верхней поверхности - узлы установки тормозного щитка и гидроцилиндра управления его выпуском и уборкой;

-центроплан (основной несущий агрегат самолета), выполненный в виде топливного бака-отсека с тремя поперечными стенками и рядом нервюр; на торцевых нервюрах имеются гребенки для стыка с консолями крыла; на нижней поверхности центроплана расположены узлы крепления основных опор шасси, мотогондол двигателей, пилонов подвески оружия; верхняя и нижняя поверхности центроплана выполнены в виде панелей (верхняя панель - клепаная из алюминиевых сплавов, нижняя - сварная из листов и набора профилей из титанового сплава);

-гаргрот, представляющий собой силовой агрегат, предназначенный для размещения коммуникаций и установки оборудования; гаргрот расположен над передним баком-отсеком и центропланом и в сечении разделен на три части - центральную и две боковые; часть гаргрота над передним топливным баком-отсеком занята тормозным щитком и гидроцилиндром его уборки-выпуска; для защиты коммуникаций, проходящих в гаргроте под тормозным щитком, от набегающего потока воздуха при выпущенном тормозном щитке под ним установлены защитные кожухи;

-передний отсек центроплана (правый и левый), расположенный по внешним сторонам переднего топливного бака-отсека и состоящий из носков центроплана и ниш колес основных опор шасси.

На верхней поверхности СЧФ установлен отклоняемый с помощью гидропривода безмоментный тормозной щиток большой (2.6 м?) площади. Угол отклонения щитка (вверх) 54?. Выпуск тормозного щитка применяется для уменьшения скорости в процессе захода на посадку и при боевом маневрировании на приборных скоростях до 1000 км/ч.

Хвостовая части фюзеляжа компоновочно делится на следующие технологические агрегаты-отсеки:

-две силовые гондолы двигателей, компоновочно разделенные на две части (средние части мотогондол и мотоотсеки);

-хвостовые балки, прилегающие к внешним бортам мотогондол и являющиеся продолжением обтекателей основных опор шасси, служащие платформой для установки оперения самолета;

-центральную балку фюзеляжа, включающую в себя центральный отсек оборудования, задний топливный бак-отсек, законцовку центральной балки с контейнером тормозных парашютов и боковые ласты.

В средних частях гондол двигателей, расположенных под центропланом, находятся воздушные каналы двигателей; на силовом шпангоуте каждой средней части установлен замок выпущенного положения основных опор шасси, на нижней поверхности находятся узлы крепления пилона подвески оружия; в верхних внешних углах расположены агрегаты и коммуникации самолетных систем.

В мотоотсеках установлены двигатели АЛ-31Ф с верхним расположением двигательных агрегатов; между последней стенкой центроплана и двигательными агрегатами в "тени" центроплана установлены выносные коробки самолетных агрегатов - по одной в каждом мотоотсеке; на каждой выносной коробке самолетных агрегатов, соединенной карданным валом с редуктором двигательной коробки агрегатов, установлены турбостартер - автономный энергоузел типа ГТДЭ-117-1, генератор переменного тока, гидронасос и топливый насос.

К силовому шпангоуту, замыкающему мотоотсек, пристыковывается съемный кок. Двигатель, установленный в мотоотсеке, снимается с самолета при помощи специальной тележки движением назад-вниз; для обеспечения замены двигателя хвостовой кок выполнен съемным, а последние два силовых шпангоута мотоотсека, в том числе замыкающий, - разомкнутыми. При демонтаже двигателей выносные коробки агрегатов остаются на самолете, что сокращает время замены двигателей. Эксплуатационные люки для обеспечения доступа к выносным коробкам самолетных агрегатов и основным агрегатам двигателей расположены в верхней части мотоотсеков.

Мотогондолы имеют полумонококовую схему с работающей обшивкой, подкрепленной поперечным набором (шпангоутами) и продольным набором (стрингерами).

Задняя часть хвостовых балок (левой и правой) выполнена силовой, на ее верхней поверхности оборудованы узлы крепления вертикального оперения и установлены бустеры стабилизатора, на нижней поверхности - узлы крепления подбалочных гребней, а на торцах - узлы подвески и привода горизонтального оперения. В левой и правой балках перед их силовой частью размещены отсеки самолетного оборудования. В центральном отсеке центральной хвостовой балки расположены агрегаты самолетного оборудования и систем силовой установки.

Центральная балка имеет две торцевые и три промежуточные силовые стенки, соединяющие между собой силовые шпангоуты разнесенных гондол двигателей; на нижней поверхности центральной балки установлены узлы крепления пилона подвески вооружения.

В законцовке центральной балки размещена парашютно-тормозная установка. Для обеспечения выброса тормозных парашютов крышка законцовки откидывается вверх. В процессе производства в конструкцию самолета был внесен ряд изменений, в частности был удлинен и расширен кормовой ласт, в котором были размещены устройства выброса пассивных помех.

Регулируемые воздухозаборники двигателей прямоугольного сечения размещены под наплывом крыла и оснащены выпускаемой сеткой, предотвращающей попадание в двигатели посторонних предметов на взлетно-посадочных режимах. Расположение поверхности торможения воздухозаборника - горизонтальное, клин торможения отодвинут от поверхности несущего корпуса, а между крылом и клином образованы щели для слива пограничного слоя.

Механизация воздухозаборников - подвижные панели регулируемого клина и жалюзи подпитки на нижней поверхности. Регулируемый трехступенчатый клин воздухозаборника состоит из связанных между собой передней и задней подвижных панелей. Передняя панель представляет собой вторую и третью ступени клина торможения воздухозаборника, задняя подвижная панель образует собой подвижную верхнюю стенку загорлового диффузора воздушного канала. Защитная сетка в убранном положении находится на нижней поверхности канала воздухозаборника. Выпуск сетки осуществляется против потока, ось вращения расположена за горлом в диффузорной части канала.

Жалюзи подпитки расположены с внешней стороны нижней поверхности воздухозаборника в зоне размещения защитной сетки. Жалюзи выполнены "плавающими", т.е. открывающимися и закрывающимися под действием перепада давления. Они могут открываться как при убранной сетке, так и при выпущенной. Оптимальное торможение сверхзвукового потока в диффузоре воздухозаборника обеспечивается установкой его регулируемых элементов в расчетное положение автоматической системой регулирования воздухозаборника типа АРВ-40А. На боковой поверхности воздухозаборников установлены антенны станции предупреждения об облучении.

Крыло самолета свободнонесущее. Отъемные части (консоли) крыла имеют угол стреловидности по передней кромке 42 град. Удлинение крыла 3.5, сужение - 3.4. Механизация представлена отклоняемыми флаперонами площадью 4.9 м2, выполняющими функции закрылков и элеронов, и двухсекционными поворотными носками площадью 4.6 м2. Углы отклонения флаперонов +35...-20 град, носков - 30 град. Выпуск флаперонов и отклонение носков производится на взлетно-посадочных режимах, а также при маневрировании с приборными скоростями до 860 км/ч.

Конструктивно каждая консоль крыла состоит из силового кессона, носовой и хвостовой частей, механизации и законцовки. Силовой кессон состоит из трех стенок, верхней и нижней панелей и нервюр. Часть кессона выполнена герметичной и образует топливный бак-отсек. Верхняя и нижняя панели кессона сборные. Носовая часть консоли расположена между передним лонжероном и кессоном и предназначена для размещения коммуникаций и агрегатов управления поворотным носком. Хвостовая часть между кессоном и задней стенкой служит для размещения коммуникаций и агрегатов управления флапероном.

На усиленных нервюрах каждой консоли имеются узлы установки трех пилонов для подвески вооружения. На торцах законцовки крыла установлена гребенка для крепления еще одного пускового устройства для управляемых ракет класса "воздух-воздух" ближнего боя. Вместо последнего на торцы крыла могут устанавливаться контейнеры с аппаратурой РЭП. Двухсекционный поворотный носок навешен на консоль на петлевых опорах при помощи шомполов. Конструктивно носок состоит из обшивки и силового набора, состоящего из лонжерона и диафрагм. Односекционный поворотный флаперон навешивается на консоль на кронштейнах хвостовой части крыла и управляется гидроцилиндрами.

Силовая установка самолета состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей с форсажными камерами АЛ-31Ф, воздухозаборников с регулируемыми панелями, створками подпитки, воздушными каналами, системой управления АРВ-40А и системой защиты двигателей от попадания посторонних предметов, систем охлаждения, дренажа и суфлирования двигателей, выносных коробок агрегатов с газотурбинными стартерами - энергоузлами ГТДЭ-117-1, топливной системы системы пожаротушения и системы контроля двигателей.

Вооружение самолета подразделяется на стрелково-пушечное и ракетное. Стрелково-пушечное вооружение представлено встроенной автоматической скорострельной одноствольной пушкой калибра 30 мм типа ГШ-301, установленной в наплыве правой половины крыла, с боекомплектом 150 патронов. Ракетное вооружение размещается на авиационных пусковых устройствах (АПУ) и авиационных катапультных устройствах (АКУ), подвешиваемых на 10 точках: 4 - под консолями крыла, 2 - под законцовками крыла, 2 - под гондолами двигателей и 2 - под центропланом между мотогондолами (по схеме "тандем").

На самолете может быть подвешено до 6 управляемых ракет "воздух-воздух" средней дальности типа Р-27 с полуактивными радиолокационными (Р-27Р) или тепловыми (Р-27Т) головками самонаведения, а также их модификации с увеличенной дальностью полета (Р-27ЭР, Р-27ЭТ). На четырех подкрыльевых узлах могут быть подвешены управляемые ракеты ближнего маневренного боя с тепловыми головками самонаведения типа Р-73.